Análise do Sistema de Monitorização do Motor da Aeronave … · Resumo O trabalho tem como...

Análise do Sistema de Monitorização

do Motor da Aeronave EH101 Merlin

Luís Miguel da Silva Ruivo N.º 1054-AFA

Dissertação para a obtenção do Grau de Mestre em

CIÊNCIAS MILITARES AERONÁUTICAS

ESPECIALIDADE DE ENGENHARIA AERONÁUTICA

Júri

Presidente: Professor Fernando Parracho Lau

Orientador: Professor João Teixeira Borges

Co-Orientador: Tenente Marco Pinto

Vogais: Tenente Coronel Pedro Costa

Novembro de 2007

Resumo

O trabalho tem como objectivo estudar o sistema de análise de monitorização e controlo de

condição do motor da aeronave EH101 Merlin ao serviço da Força Aérea Portuguesa.

A ferramenta responsável pelo controlo e gestão da frota de aeronaves estudada é a

Portuguese Ground Station (PGS). Na PGS encontra-se implementado o sitema que realiza a

monitorização da aeronave, o Health and Usage Monitoring System (HUMS). Existem várias áreas da

aeronave que são controladas, no entanto este trabalho irá focar-se no motor, ou seja o subsistema

de monitorização Engine – HUMS.

Serão apresentados os principais módulos que compõem o motor e os vários parâmetros que

são analisados e a forma como são obtidos.

Depois dos dados recolhidos, estes são processados e analisados por um computador que se

encontra na aeronave. Todo o percurso implementado para a obtenção e análise dos dados, será

explicado focando mais o destino final destes, a PGS. É nesta área que o objectivo principal deste

trabalho se vai desenvolver.

Foram analisados os alertas que mais ocorreram em toda a frota. Concluindo, através dos

registos efectuados, o motivo pelo qual são despoletados. Para uma melhor compreensão e

interpretação dos dados foi implementada uma ferramenta automática.

Outra área também analisada, foi a monitorização contínua da condição do motor. Aqui foram

analisados os valores obtidos do índice de desgaste dos vários componentes que são controlados,

referenciados por ciclos. Foram verificadas algumas lacunas e nessa medida foi implementado um

programa com o objectivo de as corrigir.

Serão apresentadas as devidas conclusões do trabalho assim como algumas recomendações

baseadas nos problemas encontrados.

Palavras chave: EH101 Merlin; Motor; Monitorização; Controlo de condição;

Portuguese Ground Station; Health and Usage Monitoring System; Alertas.

Abstract

The aim of this work is to study the engine monitorization and condition system to control

aircraft maintenance of Portuguese EH101 Merlin Fleet in service to the Portuguese Air Force.

The Portuguese Ground Station (PGS) is the software that controls the fleets’ maintenance

and usage information. Implemented in the PGS is the Health and Usage Monitoring System (HUMS)

responsible for all the aircraft monitorization. There are a lot of areas that PGS controls, however this

project is only concerned with the software area related to the engines, specifically the subsystem of

monitorization, Engine – HUMS.

In this study, the different sections of the engine will be referred as well as the parameters

analyzed and the way they are obtained.

After the data acquisition, they will be processed and analyzed by the computer on board. All

this process will be explained until it gets the final destination, PGS. The development of this work will

be done essentially in this area related with engine monitorization.

The maintenance cautions that appear in the fleet were analyzed to identify the reason why

they are activated. To understand clearly all data a specific program was developed that relates all the

parameters.

In this project, another kind of analysis was made to the area of continuous monitorization of

the engine usage. In this area, the data related to the usage of different components of the engine

were analyzed according to their cycles. Some anomalies were detected and to correct them, this

project created a computerized tool.

Finally, this work finishes with a set of conclusions and some suggestions based on the

problems found during the research.

Keywords: EH101 Merlin; Engine; Monitorization; Condition System;

Portuguese Ground Station; Health and Usage Monitoring System; Cautions.

Agradecimentos

Mais que tudo ao Sr. Tenente Marco Pinto, por ter despendido do seu tempo e me ter

transmitido conhecimentos valiosos, guiando-me sempre no desenvolvimento deste trabalho.

À Sra. Major Ana Baltazar que, numa primeira fase, me encaminhou no trabalho

disponibilizando material de estudo. Ao Sr. Professor Teixeira Borges por me ter apoiado na

realização deste trabalho orientando também numa fase inicial.

À equipa da 3ª repartição da DMA por me terem cedido um computador para trabalhar e que

com toda a sua simpatia me receberam.

Os meus sinceros agradecimentos.

VII

Índice

Resumo .................................................................................................................................................... I

Agradecimentos ..................................................................................................................................... V

Índice ..................................................................................................................................................... VII

Abreviaturas .......................................................................................................................................... IX

Lista de Figuras .................................................................................................................................... XI

Lista de Gráficos .................................................................................................................................. XII

Lista de Tabelas .................................................................................................................................. XV

1. Introdução ....................................................................................................................................... 1

2. Objectivos ....................................................................................................................................... 3

3. Controlo de Condição .................................................................................................................... 5

4. Caracterização dos parâmetros estudados no motor ................................................................ 7

5. Características do Motor ............................................................................................................... 9

5.1 Caracterização geral ................................................................................................................ 9

5.2 Caracterização dos componentes: .......................................................................................... 9

5.2.1 Entrada de Ar ....................................................................................................................... 9

5.2.2 Compressor........................................................................................................................ 10

5.2.3 Câmara de Combustão ...................................................................................................... 10

5.2.4 Turbina a Gás ou Turbina de Alta Pressão ....................................................................... 10

5.2.5 Turbina de Baixa Pressão .................................................................................................. 11

5.2.6 Veio de Transmissão ......................................................................................................... 11

5.2.7 Caixa de Transmissão de Acessórios ............................................................................... 12

5.2.8 Separador de partículas ..................................................................................................... 12

5.3 Sistema de controlo (EECU): ................................................................................................. 12

6. Caracterização do Sistema AMS ................................................................................................. 15

7. Caracterização do Sistema HUMS .............................................................................................. 19

7.1 O Sistema Engine – HUMS ................................................................................................... 19

8. A PGS – Portuguese Ground Station ......................................................................................... 21

8.1 Engine Usage Stateboard ...................................................................................................... 22

8.2 Engine Health Stateboard ...................................................................................................... 23

9. Metodologia de Análise de Dados .............................................................................................. 25

10. Análise dos Dados ................................................................................................................... 29

10.1 Implementação da Ferramenta Automática ........................................................................... 29

10.2 Análise de Anomalias ............................................................................................................ 30

10.2.1 Alerta 180 Fail B WNG ................................................................................................... 31

10.2.2 Alerta 211 REDUNDANT CTRL..................................................................................... 37

10.2.3 Alerta 181 FAIL A WNG/CAUT ...................................................................................... 38

10.2.4 Alerta 200 PRESS LOW TRIP ....................................................................................... 40

10.2.5 Alerta 157 NF LOWSPEED ........................................................................................... 41

VIII

10.2.6 Alerta 158 TIT HIGH ...................................................................................................... 43

10.2.7 Alerta 174 FLUCTUATION ............................................................................................ 44

10.3 Análise do Torque .................................................................................................................. 45

11. Análise dos Ciclos ................................................................................................................... 49

11.1 Evolução dos Ciclos ............................................................................................................... 49

11.2 Implementação da Ferramenta Automática ........................................................................... 49

11.3 Evolução dos ciclos a partir dos registos da PGS ................................................................. 53

11.3.1 Compressor Centrífugo .................................................................................................. 53

11.3.2 Turbina de Alta Pressão ................................................................................................ 53

11.3.3 Turbina de Baixa Pressão .............................................................................................. 54

11.3.4 Análise dos Resultados ................................................................................................. 55

11.4 Evolução dos Ciclos de acordo com a carta de trabalho ...................................................... 56




11.4.4 Análise dos Resultados ................................................................................................. 58

11.5 Evolução dos ciclos em função do programa implementado ................................................ 59




11.5.4 Analise dos Resultados ................................................................................................. 60

11.6 Comparação das três situações analisadas .......................................................................... 61




12. Conclusões ............................................................................................................................... 67

13. Recomendações ...................................................................................................................... 69

14. Bibliografia ............................................................................................................................... 71

Anexo I – Gráficos Relativos ao Compressor Axial e à Câmara de Combustão. ......................... 73

Anexo II – Carta de Trabalho C-IETP EH–05–50–01–11A–370A–A. ................................................ 77

IX

Abreviaturas

ABV Air Bleed Valve

AGB Accessory Gearbox

MAS Aircraft Management System

CCU Common Control Unit

C-IETP Compound Interactive Electronic Technical Publication

CSAR Combat Search and Rescue

CWP Central Warning Panel

DTC Data Transfer Card

EECU Electronic Engine Control Unit

EIS Electronic Instrument System

FADEC Full Authority Digital Engine Control

FAP Força Aérea Portuguesa

HUMS Health and Usage Monitoring System

IDS Integrated Display System

IPS Inlet Particule Separator

LCF Low Cycle Fatigue

Nf Power Output Shaft Speed

Ng Gas Generator Speed

NgC Corrected Ng

Nps Power Output Shaft Speed/Torque

Npt Power Turbine Overspeed

PGS Program Ground Station

PPI Power Performance Index

RAF Royal Air Force

SAR Search and Rescue

SIFICAP Sistema Fiscalização e Controlo das Actividades de Pescas

T1 Temperatura à entrada do motor

TIT Turbine Inlet Temperature

Tq Torque

XI

Lista de Figuras

Figura 1 – Aspecto exterior do motor. ..................................................................................................... 9

Figura 2 – Disposição interna dos componentes do motor. .................................................................... 9

Figura 3 – Localização da entrada de ar. ................................................................................................ 9

Figura 4 – Estrutura da entrada de ar. ..................................................................................................... 9

Figura 5 – Localização do compressor axial e centrífugo. .................................................................... 10

Figura 6 – Estrutura do compressor axial e centrífugo. ......................................................................... 10

Figura 7 – Localização da câmara de combustão. ................................................................................ 10

Figura 8 – Estrutura da câmara de combustão e fluxo do fluído. .......................................................... 10

Figura 9 – Localização da turbina de alta pressão. ............................................................................... 11

Figura 10 – Estrutura da turbina de alta pressão. ................................................................................. 11

Figura 11 – Localização da turbina de baixa pressão. .......................................................................... 11

Figura 12 – Estrutura da turbina de baixa pressão. .............................................................................. 11

Figura 13 – Localização do veio de transmissão. ................................................................................. 12

Figura 14 – Estrutura de ligação do veio à caixa de transmissão e à caixa de transmissão de

acessórios. ............................................................................................................................................. 12

Figura 15 – Estrutura do EECU. ............................................................................................................ 13

Figura 16 – Esquema dos dados obtidos e função que desempenham. .............................................. 13

Figura 17 – Esquema de funcionamento do AMS. ................................................................................ 15

Figura 18 – Localização dos computadores do AMS. ........................................................................... 16

Figura 19 – Distribuição e localização dos sensores no motor. ............................................................ 19

Figura 20 – Esquema do fluxo de dados para a PGS. .......................................................................... 21

Figura 21 – Principais funções do sistema HUMS. ............................................................................... 22

Figura 22 – Representação do Engine Usage Stateboard. ................................................................... 22

Figura 23 – Representação do Engine Usage General Browser. ......................................................... 22

Figura 24 – Representação do Engine Usage Life Components Browser. ........................................... 22

Figura 25 – Representação do Engine Health Stateboard. ................................................................... 23

Figura 26 – Representação do Engine Exceedance Data Browser. ..................................................... 23

Figura 27 – Representação do menu principal do programa implementado. ....................................... 29

XII

Lista de Gráficos

Gráfico 1 – Valores do Torque na 1ª ocorrência. .................................................................................. 32



Gráfico 4 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência. ................................................................................. 32






Gráfico 10 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência ................................................................................ 33

Gráfico 11 – Valores do Torque na 1ª ocorrência. ................................................................................ 33

Gráfico 12 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência. ............................................................................... 33



Gráfico 15 – Valores do Torque na 1ª ocorrência ................................................................................. 35






Gráfico 21 – Valores do Torque na 1ª ocorrência ................................................................................. 36


Gráfico 23 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 211 no motor 2. ............................... 37








Gráfico 31 – Valores da pressão do óleo na 1ª ocorrência do alerta 200 no motor 1. ......................... 40







Gráfico 38 – Valores do TIT na 1ª ocorrência do alerta 158 no motor 2. .............................................. 43

XIII


Gráfico 40 – Valores do TIT na 2ª ocorrência do alerta 158 no motor 2. .............................................. 43



Gráfico 43– Valores da pressão do óleo na 1ª ocorrência do alerta 174 no motor 2. .......................... 44


Gráfico 45 – Desgaste do compressor axial em função do tempo de utilização. ................................. 50

Gráfico 46 – Desgaste do compressor centrífugo em função do tempo de utilização. ......................... 50

Gráfico 47 – Desgaste da turbina de alta pressão em função do tempo de utilização. ........................ 50

Gráfico 48 – Desgaste da turbina de baixa pressão em função do tempo de utilização. ..................... 50

Gráfico 49 – Desgaste da câmara de combustão em função do tempo de utilização. ......................... 50


Gráfico 51 – Desgaste do compressor centrífugo em função do tempo de utilização .......................... 51





Gráfico 56 – Desgaste do compressor centrífugo em função do tempo de utilização. ......................... 52




Gráfico 60 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 1. ............................................. 53



Gráfico 63 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 1. ............................................ 54



Gráfico 66 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 1........................................... 54












XIV

Gráfico 78 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 1 com as correcções efectuadas.

............................................................................................................................................................... 59


............................................................................................................................................................... 59


............................................................................................................................................................... 59

Gráfico 81 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 1 com as correcções. ............. 59

Gráfico 82 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 2 com as correcções

efectuadas. ............................................................................................................................................ 59

Gráfico 83 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 3 com as correcções

efectuadas. ............................................................................................................................................ 60

Gráfico 84 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 1 com as correcções

efectuadas. ............................................................................................................................................ 60


efectuadas. ............................................................................................................................................ 60


efectuadas. ............................................................................................................................................ 60

Gráfico 87 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo do motor 1 através dos três métodos. ... 61



Gráfico 90 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão do motor 1 através dos três métodos. ... 62



Gráfico 93 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão do motor 1 através dos três métodos. 62



XV

Lista de Tabelas

Tabela 1 – Limites dos parâmetros em estudo. .................................................................................... 25

Tabela 2 – Valores limites dos ciclos do compressor. ........................................................................... 26

Tabela 3 – Valores limites dos ciclos da turbina de alta pressão. ......................................................... 26

Tabela 4 – Valores limites dos ciclos da turbina de baixa pressão. ...................................................... 26

Tabela 5 – Apresentação do número total das falhas ocorridas em toda a frota. ................................. 30

Tabela 6 – Tempo dispendido nas várias gamas de torque do motor 2 da aeronave Golf .................. 46

Tabela 7 – Valores do torque obtidos das tabelas Exceedance Data e Torque. .................................. 46

Tabela 8 – Valores dos ciclos referentes à contagem manual .............................................................. 56

Tabela 9 – Valores comparativos dos ciclos no motor 1. ...................................................................... 63

Tabela 10 – Valores comparativos dos ciclos no motor 2. .................................................................... 64

Tabela 11 – Valores comparativos dos ciclos no motor 3. .................................................................... 64

1

1. Introdução

Em 24 de Fevereiro de 2005 entrou em operação na Força Aérea Portuguesa (FAP) o

helicóptero EH101 Merlin fabricado pelo consórcio anglo-italiano Agusta-Westland. A viagem

inaugural do primeiro protótipo foi a 9 de Outubro de 1987. O operador inicial de aeronaves desta

empresa foi a Royal Air Force (RAF), tendo recebido a primeira aeronave em 17 de Maio de 1997.

A FAP adquiriu 12 aeronaves em três variantes distintas para três tipos de missões

diferentes: 1) Busca e Salvamento (SAR); 2) Busca e Salvamento em Combate (CSAR); 3) Sistema

de Fiscalização das Pescas (SIFICAP).

Sendo esta uma aeronave recente, integra já nos seus sistemas muitas das tecnologias

avançadas que foram desenvolvidas nos últimos tempos. Uma das tecnologias implementadas é um

sistema de monitorização, Health and Usage Monitoring System (HUMS), que em conjunção com

uma plataforma informática de suporte à gestão de manutenção e configuração, a Portuguese

Ground Station (PGS), formam um conjunto de ferramentas essenciais para o papel da manutenção e

gestão de frota.

O HUMS é um sistema que analisa os dados recolhidos pelo Aircraft Management System

(AMS) em determinados componentes que constituem a aeronave, com o objectivo de ter um controlo

apertado do estado da aeronave.

Dos vários componentes monitorizados, este trabalho centrar-se-á na parte do sistema HUMS

dedicada à monitorização dos motores, o Engine – HUMS que serve para analisar os dados

provenientes do motor.

Apesar das grandes potencialidades do sistema, não existe actualmente confiança suficiente,

pois ainda não foi estudado com a profundidade necessária.

É neste sentido que se enquadra este trabalho de investigação e análise, cuja finalidade é

verificar a funcionalidade do programa, aprofundando os conhecimentos acerca do funcionamento e

monitorização do motor da aeronave, implementando uma ferramenta automática que auxilie o papel

da gestão de manutenção do helicóptero EH101 ao serviço da FAP.

3

2. Objectivos

O objectivo principal deste trabalho é o estudo do sistema de análise de monitorização do

motor da aeronave EH-101 Merlin. Este sistema é conhecido por Engine – HUMS, cujo objectivo é

monitorizar a performance do motor e fazer uma análise de condição dos componentes.

Em primeiro lugar há que tomar conhecimento do programa utilizado para este fim, a PGS, a

forma como os dados principais são apresentados na aeronave e como são processados para a sua

análise, com vista à percepção do funcionamento do sistema e de possíveis problemas subjacentes.

Em segundo lugar é necessário pesquisar e investigar o sistema Engine – HUMS, começando

pelo motor e componentes que o constituem. É necessário estudar também a informação que é

recolhida e processada no sistema de monitorização.

Numa fase seguinte há que tomar um conhecimento mais profundo sobre a base de dados

que suporta a PGS, assim como a forma como o sistema de monitorização processa a informação

nela registada. Com este objectivo, pretende-se analisar bem a estrutura de dados recolhidos de

modo a poder obter uma avaliação sobre o funcionamento do programa e uma potencial solução para

o melhoramento do sistema.

De acordo com o estudo efectuado, serão identificadas as anomalias que ocorreram na frota

e sua origem, tendo como base os dados registados dos vários parâmetros. Através de uma análise

estatística será apresentado o número total de ocorrências na frota e em cada uma das aeronaves.

Uma outra funcionalidade do sistema de monitorização é a contagem de ciclos que permite

identificar o desgaste de vários componentes que compõem o motor, delimitando assim o tempo para

as devidas revisões gerais. Nesta área, será feita uma análise com o objectivo de colmatar possíveis

lacunas do sistema, implementando ferramentas para a sua solução.

Para finalizar será feito um estudo detalhado dos dados analisados que culminará num

conjunto de conclusões, assim como recomendações com o objectivo de providenciar à gestão de

frota ferramentas para optimizar a sua operação.

5

3. Controlo de Condição

A utilização de inúmeras peças rotativas, sujeitas a elevados esforços e temperaturas, no

motor de uma aeronave fazem com que no decorrer da operação possam surgir problemas

diminuindo a sua performance. Deste modo, é necessário desenvolver formas de identificar os

problemas antes de se tornarem críticos para a operação do motor, pois quanto mais tarde forem

detectados maior a dificuldade dos resolver assim como o custo da recuperação.

Uma das formas de poder detectar estes problemas é fazer uma análise prévia de

temperaturas, pressões e velocidades dos componentes. Deste modo, o objectivo do controlo de

condição é o de fornecer informação, sobre o estado dos componentes, permitindo a manutenção do

motor de forma a poder funcionar durante mais tempo e sem problemas, assegurando fiabilidade e

menores custos para o operador. Para poder implementar um sistema como este, é necessário ter o

conhecimento de todo o funcionamento mecânico do motor e conhecer um conjunto de valores que

sirvam de referência para poder fazer uma comparação com os valores obtidos.

Existem duas vertentes no controlo de condição: uma de carácter preventivo e outra de

carácter correctivo. A primeira permite uma monitorização constante de modo a obter um índice de

desgaste, através de ciclos, que permite avaliar o tempo de vida do componente. A segunda tem

como objectivo corrigir eventuais anomalias de acordo com valores que estejam fora dos limites

estipulados pelo fabricante, que poderão representar possíveis falhas no funcionamento do motor.

Quando é detectada uma anomalia, é necessário analisar a evolução dos dados durante a

anomalia e depois aplicar as tarefas correctivas de modo a localizar e resolver o problema associado.

Todo este desenvolvimento visa assegurar a forma mais eficiente, a nível funcional e económico, de

manter os equipamentos a operar em bom estado.

A importância da implementação de um programa de monitorização de condição apresenta-

se, assim, como essencial para a diminuição de acções de manutenção de forma a manter a

operação da aeronave segura e eficiente.

Pode-se então enumerar, de uma forma mais sintética, os benefícios que se podem obter ao

nível da manutenção:

• Reduzir os custos de manutenção;

• Melhorar a logística e aumentar o tempo de vida das peças;

• Optimizar o programa de manutenção através de um sistema de monitorização preciso e

automático;

• Aumentar a eficácia na detecção de falhas;

• Evitar possíveis danos através de diagnósticos precoces;

Descreve-se também de uma forma sucinta as funcionalidades que um sistema de controlo

pode fornecer:

• Monitorização dos parâmetros que excedem os limites;

6

• Monitorização dos parâmetros recolhidos pelo sistema;

• Monitorização do desgaste das peças que compõem o motor;

• Gravação dos dados relativos ao voo.

7

4. Caracterização dos parâmetros estudados no motor

Como será descrito adiante, o EH101 tem a capacidade, através da recolha de dados pelos

sensores, de monitorizar os motores com a ajuda dos vários computadores que nele se encontram.

Vão ser referenciados os parâmetros que são utilizados, dado serem os que têm mais importância

para o estudo em vigor.

Existem parâmetros que não são processados e outros sim, através de um algoritmo de

cálculo que não se encontra disponível. Logo a gestão da frota apoia-se na caracterização do

funcionamento do motor.

Os parâmetros mais importantes durante o voo são apresentados aos pilotos, mas são

também registados para serem estudados posteriormente para controlo de manutenção. A forma

como os valores dos parâmetros são obtidos e o que significam será já explicado de seguida.

Parâmetros recolhidos nos motores:

• TIT – (Turbine Inlet Temperature - ºC): a temperatura à entrada da turbina de baixa pressão é

medida através de um conjunto de dois arneses, um constituído por três sensores e outro por

quatro. Os dois arneses medem a temperatura e emitem um sinal eléctrico que é depois

conduzido para uma caixa terminal. Aqui os condutores são ligados de modo a fazer uma

média dos dois resultados obtidos, sendo depois enviado para o Engine Electronic Control

Unit (EECU), onde é controlada a temperatura no motor.

• Ng – (Gas Generator Speed - %): a velocidade de rotação do compressor é medida através

de um campo magnético que é criado entre uma roda dentada na caixa de transmissão de

acessórios e um sensor electromagnético. A frequência da corrente eléctrica criada é

proporcional à velocidade do motor e a conversão é feita no EECU, onde depois é

monitorizada, e é determinado também o NgC (Calculated Ng - %).

• Nf – (Power Output Shaft Speed - %): a velocidade de rotação do veio de transmissão é

medida da mesma forma que o Ng. A frequência eléctrica é medida também pelo EECU,

onde depois é processada a velocidade do motor e envia um sinal para o Electronic

Instrument System (EIS) para mostrar a velocidade da turbina de baixa pressão (Nf %).

• Tq – (Power Output Shaft Torque - %): o torque representa o binário exercido pelo veio. Este

parâmetro é medido através de dois sensores, um que se encontra na parte final do veio que

é o mesmo que mede o Nf e outro que se encontra na parte inicial (Nps).

Através do processamento dos dados pela PGS, obtêm-se os seguintes parâmetros:

• LCF count – (Low Cycle Fatigue): o LCF é o índice de desgaste de uma dada peça que

compõe um dado componente. Para obter estes valores são efectuados cálculos de modo a

obter um índice de danos acumulados, baseados nos valores obtidos do TIT e do Calculated

Ng. O algoritmo utilizado para obter os ciclos não se encontra disponível.

• PPI – (Power Performance Index): o Aircraft Management System (AMS) é o responsável

pelo cálculo deste parâmetro. O PPI é determinado com base no TIT e Ng. Este cálculo é

efectuado numa situação estável de voo, sendo um factor indicativo do rendimento do motor.

9

5. Características do Motor

5.1 Caracterização geral

O motor do EH101 é uma turbina a gás, modelo RTM 322 da Rolls Royce Turbomeca. O

motor tem um sistema que faz o seu total controlo, é o EECU. Os três motores instalados na

aeronave são idênticos e intermutáveis.

A principal função do motor é a de fornecer potência para propulsionar o rotor principal e de

cauda do helicóptero através da potência mecânica que é gerada no próprio motor.

O processo principal para a finalização do seu objectivo é em primeiro lugar a compressão do

ar, combustão, expansão e em último lugar a transmissão da energia. Pode-se então dividir o motor

em cinco módulos principais: entrada de ar e compressor (M01); câmara de combustão e turbina a

gás ou turbina de alta pressão (M02); turbina de baixa pressão (M03); veio de transmissão (M04);

caixa de transmissão de acessórios – AGB (M05); separador de partículas à entrada – IPS (M06).

Figura 1 – Aspecto exterior do motor.

Figura 2 – Disposição interna dos componentes do motor.

5.2 Caracterização dos componentes:

5.2.1 Entrada de Ar

A entrada de ar tem como função principal direccionar o ar vindo do exterior para dentro do

compressor. Também está incluído neste módulo o reservatório do óleo e um suporte na zona

superior para a AGB.

Figura 3 – Localização da entrada de ar.

Figura 4 – Estrutura da entrada de ar.

10

5.2.2 Compressor

O compressor é composto por dois corpos. O primeiro corpo é formado por um compressor

multicelular axial com três andares de compressão. O segundo corpo corresponde a um compressor

centrífugo. Na totalidade, o ar é comprimido numa razão de 15.3.

Figura 5 – Localização do compressor axial e centrífugo.

Figura 6 – Estrutura do compressor axial e centrífugo.

5.2.3 Câmara de Combustão

Na câmara de combustão, o ar que foi comprimido é dividido em duas partes: uma serve para

fazer a mistura com o combustível para a combustão; a outra serve para fazer o arrefecimento da

câmara. O gás que é gerado é direccionado logo para o primeiro andar da turbina de alta pressão.

Figura 7 – Localização da câmara de combustão.

Figura 8 – Estrutura da câmara de combustão e fluxo do fluído.

5.2.4 Turbina a Gás ou Turbina de Alta Pressão

A turbina de alta pressão transforma a energia do escoamento em energia mecânica, através

da passagem do fluído pelos dois andares de expansão, de modo que a potência que é criada nos

rotores vai ser utilizada para accionar os compressores ligados ao mesmo veio.

11

Figura 9 – Localização da turbina de alta pressão.

Figura 10 – Estrutura da turbina de alta pressão.

5.2.5 Turbina de Baixa Pressão

A turbina de baixa pressão é composta por dois andares de expansão e transforma também a

energia do escoamento em energia mecânica, de forma a transferir essa energia ao veio de

transmissão. No início da turbina é medida a temperatura do fluido, TIT, através de um conjunto de

termopares. No final desta secção é colocado um sensor que serve para medir a velocidade de

rotação do veio.

Figura 11 – Localização da turbina de baixa pressão.

Figura 12 – Estrutura da turbina de baixa pressão.

5.2.6 Veio de Transmissão

O veio de transmissão tem como funcionalidade principal fornecer a potência gerada pela

turbina de baixa pressão ao sistema de transmissão da aeronave. Este sistema tem de funcionar a

uma velocidade constante, de modo que o veio tem de cumprir essa função de acordo com o torque

que é requerido.

12

Figura 13 – Localização do veio de transmissão.

Figura 14 – Estrutura de ligação do veio à caixa de transmissão e à caixa de transmissão de acessórios.

5.2.7 Caixa de Transmissão de Acessórios

A caixa de transmissão de acessórios é composta por um conjunto de peças fundamentais

para o funcionamento do motor. Alguns dos acessórios principais que a compõe são:

• Bomba de combustível de baixa e alta pressão;

• Bomba de óleo;

• Alternador;

• Filtro de óleo e de combustível.

5.2.8 Separador de partículas

O separador de partículas encontra-se à entrada do motor e tem como função remover

objectos existentes no ar, antes de este entrar no sistema. Deste modo, o desgaste do material não é

tão acentuado. O ar é então separado e guiado para duas zonas, o ar limpo segue para o compressor

e o que se encontra contaminado segue para o exterior.

5.3 Sistema de controlo (EECU):

O motor RTM322 é controlado pelo sistema Full Authority Digital Engine Control (FADEC) que

se encontra inserido no EECU, tendo cada motor uma destas unidades. Esta unidade de controlo tem

como função optimizar a performance de cada motor e simplificar o controlo dos motores.

O EECU controla directamente a potência de saída do motor, deste modo podem-se

enumerar algumas das suas principais funções:

• O torque é igualmente distribuído pelos três motores quando operam numa situação normal;

• Na eventualidade de um dos motores não estar operacional, o torque é também distribuído

pelos outros dois;

• Controlar os parâmetros relacionados com o sistema de transmissão, temperatura e

velocidade do motor, não deixando exceder os limites de operação;

13

• Fazer com que o motor funcione em segurança e dentro dos limites de operação na presença

de alguma falha;

• Desligar automaticamente o motor se as velocidades Nf ou Ng excederem os limites;

• O motor pode ser iniciado, controlado e desligado a partir dos limites de operação da

aeronave: velocidade, temperatura e envolvente de voo.

Figura 15 – Estrutura do EECU.

Os sinais recebidos no EECU pelos sensores vêm em formato analógico e depois de serem

processados o sinal de saída é digital. A combinação de valores e resultados obtidos pode ser

visualizado na seguinte figura:

Figura 16 – Esquema dos dados obtidos e função que desempenham.

14

Os sinais são depois enviados para o painel do cockpit e para o sistema de monitorização

HUMS. Como este é o principal sistema de monitorização da aeronave e objecto de estudo deste

trabalho ao nível do motor, irá ser descrito mais em pormenor nos capítulos seguintes.

15

6. Caracterização do Sistema AMS

O sistema AMS é um dos cinco subsistemas aviónicos responsáveis pela gestão electrónica

da informação produzida pela aeronave. Os restantes sistemas ocupam-se das áreas do controlo de

voo, apresentação integrada da informação, comunicações e navegação.

Este sistema é, contudo, o sistema integrado mais importante do ponto de vista da

manutenção de todos os equipamentos em boas condições de funcionamento, uma vez que se ocupa

do processamento de todas as operações aviónicas, cálculos de navegação e monitorização dos

sistemas. As funções principais do AMS estendem-se pelas seguintes áreas:

• Monitorização da condição da aeronave e dos sistemas aviónicos;

• HUMS;

• Monitorização e cálculo do desempenho da aeronave;

• Cálculos de navegação;

• Gestão das comunicações;

• Gestão dos sensores de navegação;

• Gestão de alarmes;

• Gestão da alimentação dos displays do cockpit;

O AMS faz ainda o processamento e digitalização dos sinais analógicos e discretos gerados

pelos inúmeros sensores a bordo e que medem temperaturas, velocidades, vibrações e pressões,

passando-os depois para sinais digitais.

Tal como se pode ver na figura 17 o AMS pode ser visto como um verdadeiro “sistema

nervoso”, sendo constituído por componentes sensores e componentes decisores.

Figura 17 – Esquema de funcionamento do AMS.

16

Os computadores do AMS são os órgãos mais importantes de todo o sistema pois são eles

que processam toda a informação referida acima. A existência de duas unidades destina-se a criar a

tão desejada redundância que é apanágio dos aparelhos aeronáuticos. Os computadores encontram-

se nos armários destinados aos equipamentos aviónicos. Esta zona encontra-se esquematizada na

figura 18.

Figura 18 – Localização dos computadores do AMS.

Uma das áreas pelas quais o sistema AMS é responsável é a de monitorização de condição.

Neste campo, e entrando mais no âmbito do trabalho, o AMS assegura a monitorização do estado de

indicadores de condição, incluindo a aquisição de dados, para apresentação no Integrated Display

System (IDS), Central Warning Panel (CWP) ou ainda no Common Control Unit (CCU). A demais

informação relevante para a manutenção, tal como o controlo do motor, são armazenados em

registos próprios e acedidos pelo software específico, sendo tratados posteriormente.

Como se pode verificar na figura 17, o AMS faz o cálculo do PPI, utilizando apenas os valores

que se encontram dentro dos limites estabelecidos. Este cálculo serve para mostrar a performance do

motor em voo e é acedido através do CCU. Os parâmetros utilizados para fazer esta análise são os

seguintes:

• Torque;

• TIT;

• Raw Ng;

• Nf;

• Altitude de Pressão;

• Temperatura à entrada do motor (T1);

• Velocidade;

• Temperatura ambiente;

Antes dos cálculos serem efectuados, o AMS confere se os valores são válidos e se o motor

está estável num período de quatro segundos. Os valores são apresentados no CCU em

percentagem, baseados no TIT e Ng, sendo também gravados no Maintanence Log (registo

17

específico de anomalias não críticas para o voo que podem ser mais tarde analisadas e corrigidas

pela manutenção) para serem feitas as interpretações.

19

7. Caracterização do Sistema HUMS

O sistema HUMS é um subsistema do grande gestor de funcionamento da aeronave (AMS).

Este sistema permite o controlo e monitorização de parâmetros característicos da condição do

helicóptero como são os índices de performance do motor. Neste âmbito, importa agora proceder a

uma apresentação da implementação feita no EH101 do sistema de monitorização do motor.

7.1 O Sistema Engine – HUMS

O sistema Engine tem como objectivo controlar o tempo de vida dos vários componentes do

motor, assim como detectar alguma falha a nível de valores que estejam fora dos limites estipulados

pelo fabricante. Deste modo, este sistema está dividido em duas partes:

• Engine Health Stateboard – Registo das falhas ocorridas e dos dados referentes aos

parâmetros analisados;

• Engine Usage Stateboard – Registo do valor total dos ciclos de cada componente

assim como os ciclos específicos de cada voo.

As suas capacidades resultam do processamento de sinais através de três sensores de

velocidade e torque, e sete sensores de temperatura, que se encontram em zonas específicas do

motor como se pode ver na seguinte figura.

Figura 19 – Distribuição e localização dos sensores no motor.

O sistema de sensores de cada motor tem a seguinte configuração:

• 4 Sensores electro-magnéticos:

o 2 Instalados na caixa de entrada de ar, um do lado esquerdo e outro do lado

direito e medem a velocidade do veio (Nps) e o torque (Tq);

o 1 Instalado na caixa redutora de acessórios (AGB) e mede a velocidade do

motor (Ng).

20

o 1 Instalado na caixa da zona de escape e mede a velocidade da turbina de

baixa pressão (Npt).

• 7 Sensores eléctricos:

o 7 Instalados na zona anterior da caixa que cobre a turbina de baixa pressão,

servem para medir a temperatura dos gases à entrada da turbina (TIT).

Todos estes sensores medem frequências eléctricas que estão directamente relacionadas

com as escalas das medições das grandezas monitorizadas. Estas frequências são enviadas para o

EECU onde depois os valores são processados e analisados, fazendo comparações entre os três

motores e os valores de referência. Depois de analisados os valores, o EECU tem toda a capacidade

de controlar o motor a nível de velocidades e temperaturas. Posteriormente, para aceder aos dados e

fazer um tratamento estatístico a nível de manutenção, é necessário recorrer a uma base de dados,

PGS, cujos dados foram transferidos através de um cartão de memória, Data Transfer Card (DTC).

Este seguimento dos dados está apresentado também na figura 20.

O sistema tem a capacidade de registar um vasto conjunto de resultados, não só durante um

voo mas também de vários. No entanto, caso não seja feito o download da informação, o sistema vai

armazenar os dados mais recentes e apagar os mais antigos.

No caso de existir um valor de um parâmetro que exceda os valores limitados pelo fabricante,

é feito de imediato um registo no ficheiro que recolhe os dados em excesso (ficheiro Exceedance).

Em algumas situações, estes valores em excesso podem criar nos registos uma anomalia que pode

significar um problema. Se o registo da anomalia, que pode ser analisado para depois ser

interpretado, for da aeronave será corrigido ao nível da manutenção.

21

8. A PGS – Portuguese Ground Station

A PGS é um programa informático que foi implementado com o objectivo de fazer o controlo e

gestão da frota da aeronave EH101.

O objectivo da PGS é registar e processar todos os dados relativos à aeronave e referentes à

área de manutenção. Deste modo, funciona como um meio de registo, processamento e

apresentação de informação, sendo os dados obtidos por download do AMS através da DTC (Figura

20).

Pode-se então listar as diversas capacidades da PGS:

• Registo e análise de dados dos diversos sistemas HUMS;

• Armazenamento dos dados resultantes de cada download em base de dados;

• Indicação do nível de prontidão de cada aeronave;

• Tratamento gráfico e estatístico dos dados do HUMS;

• Registo dos trabalhos de manutenção;

• Monitorização dos trabalhos de manutenção programada;

• Monitorização do tempo de vida dos componentes;

Figura 20 – Esquema do fluxo de dados para a PGS.

Depois de descarregados os dados para a base de dados e processados pela PGS, existe

uma panóplia de funções que podem ser feitas, das quais se salienta várias análises de tendência em

diferentes áreas. Neste trabalho, apenas vai ser aprofundado o estudo na área do motor, como já foi

dito anteriormente.

22

As áreas em estudo são o Engine Usage Stateboard e o Engine Health Stateboard e a forma

como se acede à informação será descrita de seguida.

8.1 Engine Usage Stateboard

Ao aceder ao Engine Usage Stateboard apresenta-se em primeiro lugar o maior valor dos

ciclos registados dos módulos, o valor máximo do TIT, Ng e Nf referente a cada motor e

especificamente de um dado voo (Figura 22). Depois de escolher um dos motores, é possível aceder

ao menu Navigate. Aqui pode-se optar pelo Engine Usage General Browser (Figura 23), que

apresenta a evolução dos ciclos, índice de desgaste, nos diferentes componentes de acordo com os

registos efectuados, ou o Engine Usage Lifed Components Browser (Figura 24), onde se pode

comparar o valor total dos ciclos com o máximo estipulado para cada componente.

Figura 22 – Representação do Engine Usage Stateboard.

Figura 23 – Representação do Engine Usage General Browser.

Figura 24 – Representação do Engine Usage Life Components Browser.

Figura 21 – Principais funções do sistema HUMS.

23

8.2 Engine Health Stateboard

O Engine Health Stateboard (Figura 25) apresenta em primeiro plano os alertas relativos aos

valores excedidos dos parâmetros analisados e mostra também um sumário dos resultados do PPI

baseados no TIT e no Nf. Os alertas estão referenciados pela data do voo e é possível analisar os

três motores em separado através da sua selecção.

Ao escolher um dos motores e um alerta é possível analisar os dados obtidos para poder

tomar conhecimento da origem do problema. Recorrendo então ao menu Navigate, selecciona-se a

função Engine Exceedance Data Browser para aceder aos registos feitos dos vários parâmetros. No

caso de ocorrer uma falha do sinal no momento em que o dado está a ser registado, este aparece

sombreado a verde. Se o valor exceder os limites, este aparece sombreado a vermelho (Figura 26).

Apenas são gravados dados quando o alerta é activado, num período de 20 segundos.

Apresenta-se assim um conjunto de 252 registos, dos quais 63 antecedem o momento que fez

despoletar o alerta, correspondente a um intervalo de tempo de 5 segundos.

Figura 25 – Representação do Engine Health Stateboard.

Figura 26 – Representação do Engine Exceedance Data Browser.

A PGS é uma ferramenta muito importante para a manutenção e avaliação de toda a frota.

Através dos registos efectuados tem-se todo o historial de cada aeronave, no que se refere às horas

de voo efectuadas, falhas ocorridas, desgaste dos componentes e muitos outros, sendo um factor

essencial para o controlo do seu estado.

No entanto, identificaram-se alguns pontos fracos da PGS na área onde se foca este trabalho.

No que diz respeito ao Engine Usage Stateboard, encontraram-se algumas lacunas nos registos

efectuados dos ciclos que identificam o desgaste dos componentes.

Constatou-se que no registo manual da informação que provém do helicóptero não é inserido

o valor dos ciclos. Neste tipo de situação a pessoa que está a efectuar a tarefa deve inserir um valor

prescrito nas publicações técnicas [5]. Estes valores estão disponíveis nas cartas de trabalho do

C-IETP (ANEXO II), variam consoante o componente e vêm em função do número de arranques de

24

cada motor. As pessoas que executam esta função ainda não estão alertados sobre a forma como

hão-de abordar esta situação, registando assim um valor nulo para os ciclos.

Em relação ao Engine Health Stateboard verificou-se, em toda a frota, um número excessivo

de registos relativos a alguns alertas. Uma informação que seria útil e que não se encontra

implementada na PGS, é a visualização de uma contagem dos alertas ocorridos, numa abordagem

global da frota.

É de acordo com estas situações referidas que se enquadra o trabalho desenvolvido, com o

objectivo de interpretar melhor os alertas ocorridos e corrigir as lacunas ao nível dos ciclos.

25

9. Metodologia de Análise de Dados

Neste capítulo serão referidos os limites dos vários parâmetros relativos ao motor, estipulados

pelo fabricante. Também será apresentado o número de ciclos que delimita o momento em que deve

ser efectuada uma revisão geral a um dado componente. A forma como os dados são processados e

guardados será também descrita no desenvolvimento que se segue.

Quando existe um valor que infringe os limites estipulados, o sistema informa a existência de

uma anomalia. Esta acção automática desencadeada pelos métodos de processamento do sistema

HUMS, inicia um processo de análise de dados e permite fazer a despistagem de eventuais

problemas num dos motores da aeronave.

No que diz respeito aos limites estipulados para os diferentes parâmetros, estes poderão ser

ultrapassados mas apenas em casos pontuais e não de uma forma contínua. Deste modo, e como

objectivo do trabalho, os valores destes parâmetros serão analisados para ver se realmente estão a

ser cumpridos os requisitos.

Apresenta-se na seguinte tabela os valores que limitam os índices em estudo:

Índice Valor Mínimo Valor Máximo

TIT -120 ºC 1150 ºC

Nf 0 % 160 %

Ng 0 % 130 %

Calculate Ng 0 % 120 %

Raw Ng 0 % 130 %

Tq -19.5 % 198.3 %

Oil Pressure -1 Pa 25 Pa

Oil Temperature -75 ºC 200 ºC

Tabela 1 – Limites dos parâmetros em estudo.

Como já foi referido anteriormente, existe um outro tipo de análise que tem como finalidade

uma observação a longo prazo, pois concerne no estudo da fadiga e danos em diversos

componentes. É então necessário conhecer o limite de ciclos que são impostos pelo fabricante para a

realização das revisões gerais, a fim de restabelecer a condição inicial do componente.

26

Componentes do Módulo

Número de ciclos limite para revisão geral

Compressor Axial

Stage 1 Axial Wheel (1st Stg. Axial Wheel)

1700

Stage 2 Axial Wheel (2nd Stg. Axial Wheel)

1700

Stage 3 Axial Wheel (3rd Stg. Axial Wheel)

1700

Compressor Centrífugo

Centrifugal Impeller 1700

Impeller Cover (Back Plate) 1700

Tabela 2 – Valores limites dos ciclos do compressor.



Turbina de Alta Pressão

HP1 Front Seal (Seal Front, HP Stg. 1) 1750

HP1 Turbine Disc (Disc HP Turb. Stg. 1) 1750

HP1 Rear Seal (Seal Rear HP Stg. 1) 1750

HP2 Front Seal (Seal Front HP Stg. 2) 1750

HP2 Turbine Disc (Disc HP Turb. Stg. 2) 1200

HP2 Rear Seal (Seal Rear HP Stg. 2) 2650

Tabela 3 – Valores limites dos ciclos da turbina de alta pressão.



Turbina de Baixa

Pressão

Power Turbine (PT1) Rotor Disc (Disc Rotor PT Stg. 1)

2850

Power Turbine (PT2) Rotor Disc (Disc Rotor PT Stg. 2)

3000

Stub Shaft (Shaft A/O Stub PT) 2100

Tabela 4 – Valores limites dos ciclos da turbina de baixa pressão.

Os dados referentes aos dois tipos de análise são armazenados em três ficheiros distintos

para depois serem descarregados para uma base de dados. Estes ficheiros criados pelo sistema

Engine – HUMS são os seguintes:

� EEXDR – Engine Exceedance;

� EUSGR – Engine Usage.

O ficheiro Engine Exceedance mostra os parâmetros que foram excedidos e os respectivos

valores, referente a um determinado voo e especificamente de cada motor.

É possível visualizar no ficheiro Engine Usage o desgaste de cada componente do motor

através dos ciclos, num determinado voo, assim como o desgaste total.

Antes dos dados poderem ser visualizados pelo operador, vão ser submetidos a um conjunto

de algoritmos de validação. O objectivo destas rotinas é permitir, duma forma automática, a obtenção

27

de dados que possam ser usados estatisticamente e permitir mais tarde ao operador a sua

visualização para fazer as respectivas análises e verificar se existem anomalias.

29

10. Análise dos Dados

Depois de ter procedido a uma apresentação dos sistemas implementados e que permitem a

monitorização de condição de todo o sistema do motor é possível, agora, avançar para a

apresentação dos dados que permitem descrever a eficácia e rigor dos sistemas implementados.

Para que os dados sejam expostos de uma forma apresentável e de simples interpretação,

recorreu-se à implementação de uma ferramenta automática. Esta recolhe toda a informação dos

valores registados dos vários parâmetros através da base de dados da PGS.

10.1 Implementação da Ferramenta Automática

Com o objectivo de simplificar a análise dos alertas que ocorreram em toda a frota,

relacionados com os valores registados dos parâmetros do motor, foi implementado o programa

representado na figura 27.

Figura 27 – Representação do menu principal do programa implementado.

A estrutura do programa, representado na figura 27, é muito simples. Antes de iniciar o

processo de análise, é necessário escolher a aeronave que se pretende investigar assim como a data

e hora do registo, no local representado por Aeronave. Depois selecciona-se o motor e parâmetro no

local representado por Motor e Parâmetro, respectivamente.

Para iniciar o processo, depois de escolhidos os vários itens, selecciona-se o botão Iniciar

para filtrar os dados que se pretendem obter. Ao seleccionar o botão Desenhar Gráfico, é

apresentado um gráfico do lado esquerdo com os valores obtidos do parâmetro seleccionado,

visualizando assim a sua evolução. Seleccionando o botão Arisings é exibido um gráfico do lado

direito que representa o número do alerta detectado. São sempre efectuados 252 registos por cada

alerta que é despoletado, deste modo o intervalo de registos apresentado neste gráfico coincide com

30

o intervalo de registos apresentado no gráfico dos parâmetros. Para apagar os gráficos e realizar uma

nova análise, selecciona-se novamente o botão Iniciar, depois de escolhidos os novos parâmetros.

O programa também permite obter o respectivo valor máximo e mínimo do parâmetro em

análise, ao escolher a função Máximo/Mínimo. Escolhendo a opção Visualizar Dados são

apresentados, na folha respectiva do parâmetro em estudo, todos os dados registados juntamente

com o código do alerta que ocorreu. Deste modo está acessível a informação dos valores registados

de uma forma simples.

10.2 Análise de Anomalias

Será apresentado um resumo ao nível de toda a frota das anomalias que mais ocorreram e

do número de vezes que foram registadas em cada motor.

Alarm Failure

Aeronave Engine Position

157

NF Lowspeed

158

TIT High

174

Fluctuation

180

FailB WNG

181

FAIL A WNG/CAUT

211

EECU # Redundant

Ctrl

Alpha

Eng #1 N/A N/A N/A N/A N/A N/A



Bravo




Charlie

Eng #1 0 0 0 0 0 0

Eng #2 1 0 0 2 0 0

Eng #3 0 0 0 1 0 0

Delta

Eng #1 0 0 0 0 0 2

Eng #2 0 7 0 11 5 7

Eng #3 0 0 0 7 0 5

Echo




Foxtrot

Eng #1 0 0 0 12 2 2

Eng #2 3 0 0 0 0 3

Eng #3 0 0 0 0 0 3

Golf

Eng #1 0 0 0 10 0 2

Eng #2 1 0 0 5 0 0

Eng #3 0 0 0 4 0 1

Tabela 5 – Apresentação do número total das falhas ocorridas em toda a frota.

31

Hotel

Eng #1 3 0 1 1 0 7

Eng #2 1 0 1 7 0 3

Eng #3 0 0 1 5 0 4

India

Eng #1 0 0 1 0 0 4

Eng #2 1 0 16 3 0 1

Eng #3 0 0 1 3 0 1

Julliet

Eng #1 0 0 0 7 0 4

Eng #2 0 0 0 9 0 1

Eng #3 0 0 0 5 0 3

Kilo

Eng #1 0 0 0 1 0 4

Eng #2 0 0 0 6 0 2

Eng #3 0 0 0 5 0 0

Lima

Eng #1 3 0 0 0 0 6

Eng #2 2 0 0 9 8 10

Eng #3 0 0 0 7 0 12

Total 15 7 21 122 15 87

Tabela 5 – Apresentação do número total das falhas ocorridas em toda a frota (Continuação).

Os campos que se encontram preenchidos com a abreviatura N/A (Not Available), deve-se ao

facto de não existir informação disponível sobre estas aeronaves. Estas aeronaves encontram-se

destacadas, deste modo os seus registos estão numa base de dados diferente.

De acordo com a tabela 5, verifica-se que os alertas 180 e 211 são os que mais surgem,

sendo os principais alertas a analisar. Os restantes acontecem menos vezes mas recorreu-se

também à sua análise para perceber melhor o sistema.

10.2.1 Alerta 180 Fail B WNG

Definição – Identifica que o motor onde se verifica a falha está em mau funcionamento,

apresentando um valor médio de torque acima de 60%.

De acordo com a tabela 5, existe um número muito elevado deste tipo de ocorrências, no

entanto há aeronaves que têm mais registos que outras. O mesmo se verifica em relação aos

motores, deste modo não é possível correlacionar este tipo de ocorrência relacionando-a com algum

motor ou aeronave.

Tendo em conta a definição da consequência do alerta, optou-se por realizar um estudo para

identificar o motivo pelo qual este é despoletado. Recorreu-se então aos dados obtidos pela PGS do

Torque e do Raw Ng das duas aeronaves que tiveram mais registos.

32

Registo 1

Aeronave Data Hora Motor Arranques Ocorrências

Golf 22-11-2006 14:20:12 1 1 3

0

50

100

150

200

250

300

350

400

450

1 64 127 190

R e g i s t o

Gráfico 1 – Valores do Torque na 1ª ocorrência.

0

50

100

150

200

250

300

350

400

450

500

1 64 127 190 253

R e g i s t o


0

50

100

150

200

250

300

350

400

450

500

1 64 127 190 253

R e g i s t o


11000

11200

11400

11600

11800

12000

12200

12400

12600

12800

1 64 127 190

R e g i s t o

Gráfico 4 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência.

11900

12000

12100

12200

12300

12400

12500

12600

12700

12800

1 64 127 190

R e g i s t o


10800

11000

11200

11400

11600

11800

12000

12200

12400

12600

12800

1 64 127 190 253

R e g i s t o


Registo 2


Golf 23-02-2007 09:39:46 1 1 1

0

50

100

150

200

250

300

350

400

450

1 64 127 190

R e g i s t o


10500

11000

11500

12000

12500

13000

1 64 127 190

R e g i s t o


Como já foi dito anteriormente, o processador guarda 63 dados antes e 188 depois da falha

ocorrer, deste modo o registo 64 é o que requer maior ênfase de estudo pois é o momento onde se

dá a anomalia.

Nos dois registos apresentados acima verifica-se que, no momento da anomalia, o torque

está a aumentar, confirmando-se pelo aumento do Raw Ng, que tem um comportamento equivalente.

33

No entanto o alerta é activado no momento em que existe uma grande variação deste valor, em

relação à evolução normal que está a ter. Esta situação pode-se verificar no pico situado no registo

64, onde depois os valores voltam à sua evolução normal. No registo 2 o valor do torque é

aproximadamente constante.

Registo 3


Golf 04-07-2007 12:11:07 2 2 1

-50

0

50

100

150

200

250

1 64 127 190

R e g i s t o


0

2000

4000

6000

8000

10000

12000

14000

1 64 127 190

R e g i s t o

Gráfico 10 – Valores do Raw Ng na 1ª ocorrência

No caso deste registo, a falha ocorreu numa situação em que o motor estava a ser desligado,

pois o valor do torque e do Raw Ng encontram-se a diminuir e dado existirem dois arranques, implica

que a aeronave aterrou e desligou os motores, voltando a ligá-los mais tarde. Mais uma vez o alerta

deu-se no momento em que ocorria uma evolução acentuada do torque e houve uma súbita alteração

do valor, constatada no registo 64, voltando de seguida ao comportamento anterior. Em contrapartida,

os outros dois motores não tiveram qualquer tipo de alerta, apesar do comportamento ser

semelhante.

Registo 4


Golf 04-07-2007 12:11:07 2 2 1

0

50

100

150

200

250

300

350

400

450

500

1 64 127 190

R e g i s t o


12500

12600

12700

12800

12900

13000

13100

13200

1 64 127 190

R e g i s t o


34

O alerta neste voo foi activado a meio da operação tendo em conta a hora em que foi feito o

registo (na base de dados é registada a hora da ocorrência). É possível também verificar que os

valores do torque e Raw Ng se encontram praticamente constantes, apenas no momento da

ocorrência o torque apresenta um regime transiente e quando está a aumentar existe um pequeno

pico que despoletou o alerta.

Registo 5


Golf 09-10-2007 08:16:02 2 0 1

0

50

100

150

200

250

300

350

400

450

500

1 64 127 190

R e g i s t o


12200

12300

12400

12500

12600

12700

12800

12900

13000

13100

13200

1 64 127 190

R e g i s t o


O comportamento neste registo (5) é semelhante aos apresentados no registo 1 e 4, onde se

verifica uma oscilação do torque entre valores mais estáveis. O problema que se constatou neste

registo, diferenciando-o dos anteriores, foi no valor do número de arranques que este motor teve, que

neste caso foi nulo. Ao investigar os outros dois motores, verificou-se que estes também não tiveram

qualquer registo de arranques. Esta situação suscitou alguma curiosidade, pois poderá existir algum

problema ao nível do algoritmo utilizado ou até de registo de dados. Tendo em conta que o valor dos

ciclos pode ser atribuído em função do número de arranques do motor, nesta situação essa operação

seria difícil de realizar, devido ao registo de arranques ser nulos.

35

Registo 6


Golf 05-07-2007 08:05:04 3 1 1

-50

0

50

100

150

200

250

300

350

400

1 64 127 190

R e g i s t o

Gráfico 15 – Valores do Torque na 1ª ocorrência

0

2000

4000

6000

8000

10000

12000

14000

1 64 127 190

R e g i s t o


Registo 7


Golf 09-10-2007 08:16:02 3 0 1

-50

0

50

100

150

200

250

300

350

1 64 127 190

R e g i s t o


0

2000

4000

6000

8000

10000

12000

14000

1 64 127 190

R e g i s t o


Analisando os registos 6 e 7, respectivos a dois voos diferentes, verifica-se que o

comportamento dos dois motores é muito semelhante. O sistema activa o alerta no momento em que

o torque está a diminuir e exactamente no momento onde se verifica um pico no ponto 64. De acordo

com a análise feita ao Raw Ng, a velocidade da turbina de alta pressão diminuiu bastante. Esta

situação acontece pois o motor pode ser desligado em voo. Os gráficos apresentados no registo 5,

dizem respeito ao mesmo voo do registo 7, mas de motores diferentes. Verifica-se que quando o

motor 3 é desligado o motor 2 aumenta a potência para compensar e ocorre o mesmo alerta mas em

desenvolvimentos diferentes.

36

Registo 8


Julliet 04-05-2007 01:12:09 2 1 1

0

50

100

150

200

250

300

350

400

1 64 127 190

R e g i s t o


11900

12000

12100

12200

12300

12400

12500

12600

12700

12800

1 64 127 190

R e g i s t o


Registo 9


Julliet 04-05-2007 01:12:09 3 1 1

0

50

100

150

200

250

300

1 64 127 190

R e g i s t o

Gráfico 21 – Valores do Torque na 1ª ocorrência

0

2000

4000

6000

8000

10000

12000

14000

1 64 127 190

R e g i s t o


No estudo do motor 2 e 3, dos registos 8 e 9 respectivamente, verifica-se o mesmo

comportamento da análise feita aos registos 5 e 7 respectivamente. No entanto, constatou-se um erro

no registo do momento das anomalias, pois o voo começou no dia 04/05/07 às 01:12:09 e segundo o

que foi gravado, a anomalia deu-se no dia 05/07/07 às 17:16:09. Como se pode então verificar, existe

aqui uma falha temporal que pode ser devida a diferentes origens de dados (alguns dos dados podem

ter intervenção manual, como por exemplo a data e hora de início e fim de voo, outros como a data e

hora das ocorrências são completamente automáticos). Esta situação dificulta a análise da falha, pois

não se tem uma ideia da situação de voo da aeronave no momento em que esta ocorreu.

Fazendo agora uma análise geral, verificou-se que o alerta ocorre no momento em que os

motores estão a aumentar ou a diminuir a potência, onde ocorre um pico, sendo registado um valor

fora do normal.

37

Em relação aos valores registados no momento da anomalia, estes encontram-se

completamente fora dos limites apresentados nos manuais, tanto o torque como o Raw Ng. No

entanto, foram apresentados os gráficos para verificar o comportamento dos motores. Os valores

limites, em percentagem, do Raw Ng são entre 0% e 130% e os apresentados são muito mais

elevados, levando a concluir que existe alguma discrepância no algoritmo utilizado ou na parte de

processamento e apresentação dos dados na PGS. A análise do torque será apresentada mais

adiante devido à existência de informação mais pertinente.

Existem outros erros que por vezes acontecem, é o caso de registos nulos dos arranques dos

motores, assim como registos da hora e data da ocorrência que não coincidem com o início e fim do

voo, erros que por vezes dificultam a análise das anomalias.

10.2.2 Alerta 211 REDUNDANT CTRL

Definição – O EECU não está a operar nas devidas condições no motor onde ocorreu a

anomalia.

Registo 10


Lima 03-10-2007 08:16:15 2 e 3 1 1

Este voo começou às 10h15, com um arranque de cada motor, tendo uma duração de cerca

de 2 horas. Às 10h57 ocorreu o primeiro alerta (código 211), no motor 2, relacionado com uma falha

no EECU que pode afectar a integridade dos dados recolhidos e processados.

-25000

-20000

-15000

-10000

-5000

0

5000

1 64 127 190

Registo

raw_ng

calculated_ng

nf

tit

torque

oil_press

oil_temp

Gráfico 23 – Valores dos parâmetros na 1ª ocorrência do alerta 211 no motor 2.

Como se pode verificar no gráfico 23, todos os parâmetros apresentam valores nulos, com

excepção do Calculated Ng que apenas apresenta um registo negativo que não faz sentido. Pode ter

sido originado por uma falha eléctrica pontual.

Analisando depois o motor 3 no mesmo voo (gráfico 24), verifica-se que às 10h57 é também

accionado o alerta 211, onde mais uma vez se observa que não há valores que identifiquem o

comportamento do motor.

38

-25000

-20000

-15000

-10000

-5000

0

5000

1 64 127 190

Registo

raw_ng

calculated_ng

nf

tit

torque

oil_press

oil_temp


Registo 11


Lima 06-09-2006 07:56:07 2 e 3 1 1

-25000

-20000

-15000

-10000

-5000

0

5000

1 64 127 190

Registo

raw_ng

calculated_ng

nf

tit

torque

oil_press

oil_temp


-25000

-20000

-15000

-10000

-5000

0

5000

1 64 127 190

Registo

raw_ng

calculated_ng

nf

tit

torque

oil_press

oil_temp


Constata-se, através dos gráficos 25 e 26, que os dados apresentados são idênticos aos do

registo 10. Este comportamento é verificado em toda a frota, com maior incidência em determinadas

aeronaves, como se pode ver na tabela 5. Possivelmente este tipo de situações faz com que o

sistema interprete que o motor se encontra desligado quando o motor está de facto ligado, originando

desta forma outros alertas.

10.2.3 Alerta 181 FAIL A WNG/CAUT

Definição – O valor do Corrected Ng, no motor onde se deu o alerta, encontra-se abaixo de

74% quando o motor seguinte está desligado.

De acordo com a definição deste alerta, e tendo em conta a análise feita no registo 10, ao

motor 3, seria de esperar que o alerta 181 fosse accionado. O sistema pode interpretar que o motor 3

não está em funcionamento, estando o motor 2 a trabalhar com um valor inferior a 74% do Corrected

Ng.

39

Registo 12


Lima 03-10-2007 08:16:15 2 1 1

Esta análise enquadra-se com os dados apresentados no registo 10, no estudo realizado ao

motor 3.

O alerta 181 foi accionado 5 minutos depois do alerta 211 no motor 3, indicando que o motor

2 apresenta valores do Corrected Ng abaixo de 74% com o motor 3 desligado. No entanto, os valores

que foram registados não parecem coerentes, pois apresentam muitos valores nulos como se

apresenta no gráfico 27. Os valores obtidos no motor 2, relativos ao registo 11, apresentam o mesmo

comportamento que o verificado no gráfico 27.

0

5

10

15

20

25

30

1 64 127 190

Registo

raw_ng

calculated_ng

nf

tit

torque

oil_press

oil_temp


Numa análise geral destes dois alertas (181 e 211), verifica-se que na presença do alerta 211

no motor 3, é accionado o alerta 181 no motor 2. Mas no motor 2 também é despoletado o alerta 211

e não houve nenhum alerta relacionado com este no motor 1 como seria de esperar. Este tipo de

situações não são coerentes entre si, pois deveria aparecer algum alerta no motor 1.

40

10.2.4 Alerta 200 PRESS LOW TRIP

Definição – Este alerta indica que a pressão do óleo está baixa depois do motor estar em

funcionamento a mais de 4 minutos ou com valores superiores a 60% do NgC.

Registo 13


Lima 06-09-2006 13:18:53 3 1 1

-25000

-20000

-15000

-10000

-5000

0

5000

1 64 127 190

Registo

raw_ng

calculated_ng

nf

tit

torque

oil_press

oil_temp


01020304050

60708090100

1 64 127 190

Registo

raw_ng

calculated_ng

nf

tit

torque

oil_press

oil_temp


Como se pode verificar no gráfico 28, não existem registos dos diferentes parâmetros,

activando assim o alerta 211. No gráfico 29, verifica-se também que não há registos na maior parte

dos parâmetros, com especial atenção para a pressão do óleo que despoletou o alerta 200, pois o

valor obtido é nulo, pelo menos durante os 20 segundos em que houve registos. No entanto, os

outros valores registados não fazem sentido já que o alerta ocorreu 30 minutos depois do início do

voo, tendo em atenção que apenas houve um arranque para todos os motores.

Registo 14


Lima 11-09-2007 14:15:42 1 1 1

0

5

10

15

20

25

30

35

40

45

1 64 127 190

Registo

raw_ng

calculated_ng

nf

tit

torque

oil_press

oil_temp


0

0,005

0,01

0,015

0,02

0,025

0,03

0,035

1 64 127 190

Registo

OilPre

ss

Gráfico 31 – Valores da pressão do óleo na 1ª ocorrência do alerta 200 no motor 1.

41

No gráfico 31 observa-se que a pressão do óleo é praticamente nula. Dada esta situação, o

alerta 200 foi accionado. Ao tentar interpretar a situação de voo, comparando a hora da ocorrência

com o início e fim do voo, verificou-se que através dos dados obtidos o alerta foi accionado 30

minutos depois do fim do voo, o que não é coerente. Este tipo de situação foi encontrado em vários

registos de alertas nas diferentes aeronaves.

10.2.5 Alerta 157 NF LOWSPEED

Definição – Indica que os valores do Nf se encontram acima de 58% e abaixo de 77% num

período superior a 20 segundos.

Registo 15


Lima 12-11-2006 17:18:11 1 1 1

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

1 64 127 190

Registo

nf

torque

oil_press

oil_temp


010002000300040005000

600070008000900010000

1 64 127 190

Registo

raw_ng

calculated_ng

tit


Nos dois gráficos acima verificam-se valores constantes dos vários parâmetros, excepto para

o torque e Nf. Verifica-se que o torque no veio é aumentado, o que implica uma diminuição da

velocidade deste, representada pelo Nf. O valor do Nf representa a velocidade de rotação do veio e o

torque o binário exercido no mesmo. Deste modo quando se exige um maior binário do veio a

velocidade deste tende a diminuir.

Tendo em conta a hora do fim do voo e a hora da ocorrência, esta deu-se 2 minutos antes da

finalização do voo, o que pelos valores fornecidos é coerente, pois estes são muito baixos.

42

Registo 16


Lima 13-11-2006 10:10:58 1 1 1


010002000300040005000600070008000900010000

1 64 127 190

Registo

raw_ng

calculated_ng

tit


Como se pode verificar nos gráficos deste registo, o comportamento dos valores dos

diferentes parâmetros é similar ao comportamento verificado no gráfico 32 (registo 15). No entanto

não se pode concluir que isto tenha ocorrido no momento em que o voo está a ser finalizado, porque

a hora registada em que se dá a ocorrência, mais uma vez não está de acordo com a hora de início e

fim do voo.

Registo 17


Hotel 03-05-2007 09:50:16 2 1 1

-20

0

20

40

60

80

100

120

1 64 127 190

Registo

nf

torque

oil_press

oil_temp


010002000300040005000600070008000900010000

1 64 127 190

Registo

raw_ng

calculated_ng

tit


Como se pode constatar, a aeronave Hotel também teve registos deste alerta e o

comportamento do torque e Ng foi semelhante aos apresentados nos registos 15 e 16.

Analisando o primeiro gráfico em pormenor dos três registos, verifica-se que existe um

primeiro pico nos valores do torque e Nf, ponto 64. No intervalo compreendido pelos pontos 1 e 63, os

valores do Nf são maiores que 58% e menores que 77%, o que corresponde à descrição do alerta

43

157. No entanto é no ponto 64 que é despoletado o alerta, isto porque o valor do Nf neste ponto é de

57%, ficando abaixo dos limites estipulados na definição do alerta.

10.2.6 Alerta 158 TIT HIGH

Definição – Indica que o TIT no respectivo motor é superior a 882ºC.

Registo 18


Delta 15-11-2006 18:06:15 2 1 2

0

200

400

600

800

1000

1200

1 64 127 190 253

Registo

tit

Gráfico 38 – Valores do TIT na 1ª ocorrência do alerta 158 no motor 2.

0

50

100

150

200

250

300

350

400

1 64 127 190 253

Registo

nf

torque

oil_press

oil_temp


0

200

400

600

800

1000

1200

1 64 127 190

Registo

tit

Gráfico 40 – Valores do TIT na 2ª ocorrência do alerta 158 no motor 2.

0

50

100

150

200

250

300

350

1 64 127 190

Registo

nf

torque

oil_press

oil_temp


Como se pode ver nos gráficos respeitantes à TIT, existe uma zona em que os valores

excedem os 882 ºC, o que leva a activar o alerta 158. Mais uma vez se observa que o alerta é

activado apenas quando o valor muda da zona fora dos limites para valores válidos, no entanto é num

momento pontual, pois os valores da temperatura voltam a ser registados segundo o comportamento

que levavam.

Os valores da temperatura, pouco tempo depois, tendem a estabilizar na ordem dos 700 ºC

(nos dois gráficos), parecendo não haver grandes problemas a respeito da câmara de combustão.

Mas estes registos apenas se verificaram na aeronave Delta no motor 2. Deste modo, o melhor será

44

realizar um estudo mais profundo sobre esta situação, alargado a toda a frota e depois verificar

melhor este motor.

10.2.7 Alerta 174 FLUCTUATION

Definição – Indica que a pressão do óleo se altera frequentemente.

Registo 19


Hotel 10-05-2007 03:00:29 1, 2 e 3 1 1

0

0,5

1

1,5

2

2,5

3

3,5

4

4,5

1 64 127 190

Registo

oil_press


0

0,5

1

1,5

2

2,5

3

3,5

4

4,5

1 64 127 190

Registo

oil_press

Gráfico 43– Valores da pressão do óleo na 1ª ocorrência do alerta 174 no motor 2.

0

0,5

1

1,5

2

2,5

3

3,5

4

4,5

1 64 127 190

Registo

oil_press


Em relação à pressão do óleo, verificam-se pequenas oscilações do seu valor, mas ronda

sempre o valor de 4 bares. Em todos os motores se verificou este comportamento. No entanto, na

aeronave Hotel e India surgiu o alerta 174, que como foi definido acima, deve-se a oscilações da

pressão do óleo. De acordo com os gráficos apresentados acima, existe um registo que se encontra

desfasado dos outros, onde o valor registado é de cerca de 2 bares, dando origem então ao alerta.

Na tabela 5 observa-se que este tipo de ocorrência apenas se verificou em duas aeronaves,

sendo que na India no motor dois ocorreu muitas vezes. Deste modo poderá existir algum problema

ao nível dos sensores na leitura da pressão do óleo.

45

10.3 Análise do Torque

Os registos do torque obtidos pela PGS mostram na maior parte das vezes que este se

encontra fora dos limites. O valor máximo é de 198% e os valores registados são muitas das vezes

acima dos 300% e 400% (o que sugere que algo não está correcto no processamento dos dados

recolhidos), despoletando depois alertas relacionados com o torque, como é o caso do alerta 180. No

entanto existe um alerta, o Max OVR/Torque, que é accionado quando o torque excede os 125,5% no

caso de se ter apenas um ou dois motores ligados, ou se exceder os 106,5% com os três motores em

funcionamento. Mas este alerta não foi registado em nenhum dos voos efectuados, o que indica que

apesar de se terem valores na ordem dos 300% a 400%, deve ser apenas um factor de escala ou de

conversão pois os motores estão a operar dentro da envolvente de voo.

Ao explorar todas as tabelas apresentadas pela base de dados, encontraram-se duas das

quais são muito importantes para o estudo deste parâmetro. Os nomes que as identificam são:

Engine Exceedance Data, que apresenta os valores em excesso do torque e a Engine Torque, que

mostra o tempo dispendido pelo motor em várias gamas de torque.

É possível então comparar os valores registados nas duas tabelas, relacionando os valores

em excesso e verificando quanto tempo esteve a operar o motor naqueles valores. Apresentam-se

então de seguida os registos de alguns voos de modo a poder obter algumas conclusões.

No voo da aeronave Golf no dia 09/10/07 às 08:16:02 foram registados, no motor 2, dados do

torque devido a uma ocorrência, onde o valor máximo nesses 20 segundos de registos foi de 471,9%

com uma média de 392%. Em contrapartida, foram registados valores referentes às bandas de torque

durante o voo todo que não coincidem com os referidos anteriormente.

Banda do torque Limites (%) Tempo de operação

1 >= 0 - <16 000:14:47

2 >= 16 - <32 000:07:05

3 >= 32 - <48 000:24:34

4 >= 48 - <64 000:35:53

5 >= 64 - <80 000:51:38

6 >= 80 - <82 000:02:22

7 >= 82 - <84 000:02:31

8 >= 84 - <86 000:01:52

9 >= 86 - <88 000:01:30

10 >= 88 - <90 000:01:02

11 >= 90 - <92 000:01:00

12 >= 92 - <94 000:00:33

13 >= 94 - <96 000:00:15

14 >= 96 - <98 000:00:19

15 >= 98 - <100 000:00:26

46

16 >= 100 - <102 000:00:07

17 >= 102 - <104 000:00:06

18 >= 104 - <106 000:00:02

19 >= 106 - <108 000:00:01

20 >= 108 - <110 000:00:02

21 >= 110 - <112 000:00:01

22 >= 112 - <114 000:00:00

23 >= 114 - <116 000:00:00

24 >= 116 - <118 000:00:00

25 >= 118 - <120 000:00:00

26 >= 120 - <122 000:00:00

27 >= 122 - <124 000:00:00

28 >= 124 - <126 000:00:00

29 >= 126 - <128 000:00:00

30 >= 128 - <130 000:00:00

31 >= 130 - <143 000:00:00

32 >= 143 - <156 000:00:00

33 >= 156 - <169 000:00:00

34 >= 169 - <182 000:00:00

35 >= 182 - <195 000:00:00

36 >= 195 000:00:00

Tabela 6 – Tempo dispendido nas várias gamas de torque do motor 2 da aeronave Golf

Como se pode conferir na tabela 6, a gama máxima de torque atingida por este motor foi

entre 110% e 112%, apenas durante um segundo. Deste modo verifica-se que não existe uma

concordância entre as duas tabelas que apresentam os dados relativos ao torque. Coloca-se então

em questão que o algoritmo utilizado para o cálculo deste parâmetro pode não estar completamente

correcto no que se refere aos valores registados, originando alertas possivelmente falsos.

Mostram-se na tabela 7 mais exemplos onde se verifica o mesmo comportamento

apresentado anteriormente.

Aeronave Data e Hora Motor Torque Máximo

(%) Torque Médio

(%) Gama Máxima

(%)

Charlie 10/07/07 20:26:45 2 473 394 108 - 110

Delta 15/11/06 10:21:42 2 444 324 122 - 124

Hotel 15/06/07 12:53:03 1 512 421 126 - 128

Julliet 10/05/07 14:22:07 2 503 429 114 - 116

Kilo 24/07/07 10:49:18 1 355 337 98 - 100

Lima 03/10/07 12:24:50 2 435 383 106 - 108

Tabela 7 – Valores do torque obtidos das tabelas Exceedance Data e Torque.

47

Conclui-se mais uma vez, a partir da tabela acima, que existe realmente uma incoerência nos

dados relativos ao torque, apresentando-se na maior parte das vezes nos motores 1 e 2. No motor 3

também é verificado este comportamento mas em número mais reduzido.

49

11. Análise dos Ciclos

Como já foi dito anteriormente, o software da PGS permite controlar o desgaste dos vários

componentes que compõem o motor, de modo a serem feitas as suas revisões gerais a tempo,

optimizando a utilização dos componentes. Foi então feito um estudo ao índice de desgaste, numa

das aeronaves, de modo a verificar a funcionalidade do programa, analisando a sua evolução desde

o início da sua operacionalidade.

De acordo com as análises que foram feitas, verificaram-se algumas lacunas na contagem de

ciclos. Esta situação levou à implementação de uma ferramenta automática que corrigisse esses

problemas.

O objectivo é então, comparar os resultados que estão registados com os valores obtidos

pelo programa implementado. Também se pretende comparar com os valores obtidos, no caso de se

recorrer à carta de trabalho (onde é definido a maneira de registar os ciclos quando o download

automático falha) que define os ciclos consoante o número de arranques do motor (anexo II).

11.1 Evolução dos Ciclos

O índice de desgaste evolui de acordo com as horas de utilização de cada motor, existindo

um algoritmo que relaciona os arranques e todas as variações efectuadas a nível de potência,

temperaturas e velocidades do motor. O código que faz todo este processo não está disponível, deste

modo o estudo vai reflectir-se numa análise estatística de modo a localizar possíveis lacunas e

resolvê-las da melhor forma.

Será então apresentado de seguida o estudo feito aos três motores da aeronave Alpha (que é

a aeronave com mais horas de voo), dividindo a apresentação pelos vários componentes do motor

onde são feitas as análises.

11.2 Implementação da Ferramenta Automática

Com o intuito de corrigir as lacunas observadas na aplicação dos ciclos, implementou-se uma

ferramenta automática que, através da base de dados da PGS, recolhe os valores obtidos referentes

ao desgaste de cada componente do motor. Depois, desenvolveu-se um estudo estatístico, onde foi

colocado o desgaste de cada componente em função do tempo de utilização do respectivo motor.

Recorrendo a uma funcionalidade que permite aproximar uma função de acordo com os valores

registados no gráfico, obteve-se uma expressão para o desgaste de cada componente em função das

horas de voo e respectivo desvio padrão.

O objectivo é então obter resultados referentes ao desgaste dos vários componentes, pois há

voos sem contagem de ciclos e a expressão obtida aproxima os ciclos em função do tempo de

funcionamento de cada motor para cada componente.

Das diferentes equações que poderiam ter sido obtidas, escolheu-se a expressão da potência

pois era a que apresentava um valor de R2 mais perto de um. Este parâmetro identifica a proximidade

da expressão com os valores obtidos, quanto mais perto de um melhor a aproximação. Em relação ao

50

desvio padrão, este foi determinado para ser somado à equação obtida da aproximação, deste modo

a margem de segurança é maior.

Apresentam-se de seguida os gráficos efectuados, as expressões e desvio padrão para os

vários componentes do motor da aeronave Alpha.

Para o motor 1 tem-se:

y = 0,7563x0,3024

R2 = 0,1302

0

1

2

3

4

0 1 2 3 4 5

Horas de utilização

LCF

Gráfico 45 – Desgaste do compressor axial em função do tempo de utilização.

y = 0,925x0,1792

R2 = 0,0942

0

1

2

3

4

0 1 2 3 4 5


LCF

Gráfico 46 – Desgaste do compressor centrífugo em função do tempo de utilização.

y = 1,113x0,091

R² = 0,027

0

1

2

3

4

0 1 2 3 4 5


LCF

Gráfico 47 – Desgaste da turbina de alta pressão em função do tempo de utilização.

y = 0,926x0,212

R² = 0,109

0

1

2

3

4

5

0 1 2 3 4 5


LCF

Gráfico 48 – Desgaste da turbina de baixa pressão em função do tempo de utilização.

y = 1,2639x0,3413

R2 = 0,1137

0

1

2

3

4

5

6

0 1 2 3 4 5


LCF

Gráfico 49 – Desgaste da câmara de combustão em função do tempo de utilização.

Desvio padrão 0,24

Desvio padrão 0,24 Desvio padrão 0,38

Desvio padrão 0,86

Desvio padrão 0,19

51


y = 0,9305x0,1566

R2 = 0,0502

0

1

2

3

4

0 1 2 3 4 5


LCF


y = 1,0788x0,0503

R2 = 0,0066

0

1

2

3

4

0 1 2 3 4 5


LC

F

Gráfico 51 – Desgaste do compressor centrífugo em função do tempo de utilização

y = 1,2088x0,0681

R2 = 0,0112

0

1

2

3

4

5

0 1 2 3 4 5


LCF


y = 1,3185x-0,0427

R2 = 0,0041

0

1

2

3

4

5

0 1 2 3 4 5


LCF


y = 1,4008x0,2818

R2 = 0,0928

0

1

2

3

4

5

6

0 1 2 3 4 5


LCF


Desvio padrão 0,33


Desvio padrão 0,35

Desvio padrão 0,99

52


y = 0,7924x0,2787

R2 = 0,1305

0

1

2

3

4

0 1 2 3 4 5


LCF


y = 0,9707x0,1396

R2 = 0,0623

0

1

2

3

4

0 1 2 3 4 5


LCF

Gráfico 56 – Desgaste do compressor centrífugo em função do tempo de utilização.

y = 1,098x0,1579

R2 = 0,0678

0

1

2

3

4

0 1 1 2 2 3 3 4 4 5 5


LC

F


y = 1,2758x-0,0128

R2 = 0,0005

0

1

2

3

4

5

0 1 2 3 4 5


LCF



Obtiveram-se assim as expressões e o respectivo desvio padrão do número de ciclos a

registar em função do tempo de utilização de cada motor. Nestas condições, as expressões obtidas já

podem ser implementadas no programa tendo assim uma função que dá um valor aproximado de

ciclos em função das horas de utilização (horas de voo).

Antes de apresentar a evolução do índice de desgaste dos vários componentes, serão

apresentados alguns exemplos onde é possível verificar a existência de registos nulos. A existência

destes registos faz com que se evidencie um patamar nivelado, onde o valor total do ciclo não

aumenta depois da aeronave ter realizado o voo. Foi nestes registos que se verificou o download

manual.



Desvio padrão 0,74

53

11.3 Evolução dos ciclos a partir dos registos da PGS

Nesta secção apenas serão apresentados alguns gráficos dos diferentes módulos que

compõem o motor, de modo a poder verificar os dados fornecidos pela PGS.

Em relação aos motores serão sempre apresentados os três em conjunto visto poder

apresentarem evoluções diferentes.

Os módulos do motor que vão ser apresentados são: compressor centrífugo, turbina de alta

pressão e turbina de baixa pressão. Os restantes estão apresentados no anexo I.

11.3.1 Compressor Centrífugo

Analisando os valores obtidos do índice de desgaste do compressor, verifica-se que o

compressor centrífugo é o que apresenta maior desgaste, relativamente ao axial. Devido a este facto

escolheu-se o compressor centrífugo para mostrar a evolução dos ciclos.

Gráfico 60 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 1.



11.3.2 Turbina de Alta Pressão

A turbina de alta pressão contém várias peças principais (capítulo 5.2.4), cujos limites

estipulados para a sua revisão são diferentes entre si. No entanto a evolução do desgaste que se

verifica é comum para o mesmo tempo de funcionamento do motor, ou seja, é igual para todos os

componentes.

54

Gráfico 63 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 1.




A turbina de baixa pressão é composta por três componentes principais (capítulo 5.2.5), cujos

limites de desgaste são diferentes. Em relação à evolução do desgaste, o comportamento é igual

entre todos os componentes.

Gráfico 66 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 1.


55

11.3.4 Análise dos Resultados

Observa-se, através dos gráficos representados acima, que a aeronave Alpha apresenta

cerca de 150 registos, isto representa o número de vezes que a aeronave já voou. No geral, verifica-

se um crescimento do valor total dos ciclos, no entanto conseguem-se visualizar alguns patamares

onde essa evolução não é constatada. É devido ao facto de não existir qualquer registo nos LCF´s

que isto se verifica. Esta situação está representada nos gráficos com um círculo vermelho.

No que diz respeito ao download, este processo pode ser efectuado de uma forma automática

ou manual no caso de existir algum problema. Deste modo, verificou-se através da análise feita às

tabelas, que não era contabilizado qualquer valor para os ciclos quando o download era feito da

forma manual. Isto deve-se ao facto de que quando se opta por este método o utilizador deve colocar

um valor de desgaste para cada um dos componentes, o que não está a acontecer.

De seguida serão apresentados os resultados obtidos tendo em conta a carta de trabalho que

indica os valores que devem ser colocados nos ciclos dos vários módulos, ou seja, a correlação

apresentada pelo fabricante em função do número de arranques.


56

11.4 Evolução dos Ciclos de acordo com a carta de trabalho

Nesta secção será apresentada a evolução dos ciclos tendo em conta que, nos registos

manuais serão colocados os valores respectivos dos ciclos como indicado na carta de trabalho

apresentada em anexo.

Os valores tabelados dos ciclos vêm em função do número de arranques realizados por cada

motor em todo o voo (tabela 8). Mas estes valores parecem ser um pouco conservadores, pois é

independente das horas de voo efectuadas, simplesmente é adicionado um valor geral que pode não

corresponder realmente ao desgaste do componente.

Serão então apresentados os gráficos relativos a esta análise, para mais tarde poder

comparar e apresentar as conclusões.

Módulo Compressor Axial Compressor Centrígugo


Turbina de Baixa Pressão

Ciclos/Arranque 1.5 1.3 1.2 1.5

Tabela 8 – Valores dos ciclos referentes à contagem manual




Como se pode verificar nos gráficos apresentados, existe agora uma evolução mais contínua.

No entanto existem patamares verticais muito acentuados, isto deve-se ao facto de, num determinado


57

voo, serem registados vários arranques dos motores e deste modo é adicionado um valor fixo

superior à evolução normal.








58



De acordo com os gráficos apresentados, nota-se que a aplicação dos valores do ciclo nos

registos que são nulos, originam uma subida bastante acentuada no seu valor final. Isto deve-se ao

facto dos valores que são nulos serem substituídos pelos valores apresentados na carta de trabalho.

Esta é uma solução possível para corrigir as lacunas encontradas na base de dados, no

entanto como existem alguns registos com valores de arranques nulos dos motores, estes resultados

são aproximados. Isto porque onde haviam registos nulos foi considerado apenas um arranque, o que

poderá não estar de acordo com a realidade.

De seguida serão apresentados os resultados obtidos segundo o programa implementado

para mais tarde comparar as diferentes soluções.

59

11.5 Evolução dos ciclos em função do programa implementado

Os dados aqui apresentados foram conseguidos a partir da ferramenta automática que foi

implementada, descrita no capítulo 11.2. Depois de analisar os resultados, através dos gráficos, será

feita uma comparação dos três métodos de cálculo, com o objectivo de referir a melhor solução.


Gráfico 78 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 1 com as correcções

efectuadas.

Gráfico 79 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo no motor 2 com as correcções

efectuadas.



Gráfico 81 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 1 com as correcções.

Gráfico 82 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 2 com as correcções efectuadas.

60

Gráfico 83 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão no motor 3 com as correcções efectuadas.



efectuadas.


efectuadas.

Gráfico 86 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão no motor 3 com as correcções efectuadas.


Os valores finais relativos ao somatório dos ciclos dos vários módulos são agora diferentes,

pois foram contabilizados os ciclos que antes eram nulos, substituindo-os pelos valores obtidos

através das expressões em função das horas de funcionamento. Como se pode ver nos gráficos

apesar de ainda existirem alguns patamares verticais, são em menor número que na aborsagem

anterior.

Agora para finalizar este estudo, vai comparar-se os três métodos de cálculo diferentes e

verificar as suas evoluções.

61

11.6 Comparação dos três métodos de cálculo analisados

Nesta secção são apresentados de seguida os gráficos, relativos também aos módulos que

foram analisados anteriormente da aeronave Alpha, que contêm a informação dos ciclos obtidos

pelos três métodos implementados (Valores da PGS – PGS; valores obtidos com a correcção descrita

na carta de trabalho – CT; valores obtidos segundo a ferramenta com aproximações dos ciclos em

função das horas de voo – PRG). Deste modo, será mais fácil comparar as diferentes evoluções.

O objectivo da comparação é determinar o método que poderá estar mais perto do que

acontece realmente.


Gráfico 87 – Evolução dos ciclos do compressor centrífugo do motor 1 através dos três métodos.



62


Gráfico 90 – Evolução dos ciclos da turbina de alta pressão do motor 1 através dos três métodos.



Como se pode verificar nos gráficos apresentados, a aproximação dos ciclos efectuada pela

ferramenta implementada é semelhante à evolução dos ciclos feita pela aproximação da carta de

trabalho. Esta situação verifica-se, pois a turbina de alta pressão é a que apresenta maior desgaste, a

seguir à câmara de combustão, e deste modo a expressão obtida para fazer a sua aproximação

apresenta um declive maior. No entanto, a carta de trabalho indica que se deve colocar um registo de

1.2 ciclos por arranque, que em relação aos outros módulos é o mais baixo (tabela 8), fazendo com

que as duas evoluções se aproximem bastante.


Gráfico 93 – Evolução dos ciclos da turbina de baixa pressão do motor 1 através dos três métodos.


63


Como se pode verificar através dos gráficos apresentados, o valor total dos ciclos

apresentados pela PGS é muito baixo relativamente aos outros dois métodos implementados. Esta

situação é fácil de compreender, pois existem muitos registos nulos, ou seja não foram registados os

ciclos correspondentes.

Em relação aos resultados obtidos de acordo com a carta de trabalho, estes são os que

apresentam valores mais altos. Considera-se assim que este será um método bastante conservador,

enquanto que o método implementado, para além da aproximação, ainda foi considerado um factor

de segurança igual ao desvio padrão. É ainda assim um método conservador mas que tem em conta

as horas de voo no cálculo dos ciclos.

Apresentam-se de seguida os valores finais, relativos ao desgaste dos vários módulos,

obtidos pelos três métodos. Desta forma torna-se mais fácil comparar os resultados.

Ciclos Registados

Percentagem de desgaste

Correcção dos ciclos -

CT



PRG


Compressor Axial

111,81 6,58% 201,81 11,87% 164,91 9,70%


124,2 7,31% 202,2 11,89% 178,87 10,52%

Turbina de Alta

Pressão 140,1 11,68% 227,37 18,95% 217,93 18,16%

Turbina de Baixa

Pressão 155,37 7,40% 230,1 10,96% 204,53 9,74%

Câmara de Combustão1

191,42 303,43

Tabela 9 – Valores comparativos dos ciclos no motor 1.

1 Não existe limite de ciclos definido pelo fabricante.

64

Ciclos Registados



CT



PRG


Compressor Axial

122,98 7,23% 208,48 12,26% 179,2 10,54%


133,11 7,83% 207,21 12,19% 193,18 11,36%


151,09 12,59% 228,4 19,03% 227,5 18,96%

Turbina de Baixa

Pressão 156,04 7,43% 236,59 11,27% 221,17 10,53%

Câmara de Combustão

194,59 299,62


Ciclos Registados



CT


Correcção dos ciclos –

PRG


Compressor Axial

114,02 6,71% 202,52 11,91% 167,48 9,85%


126,68 7,45% 203,38 11,96% 181,79 10,69%


145,44 12,12% 230,28 19,19% 221,93 18,49%

Turbina de Baixa

Pressão 155,88 7,42% 233,94 11,14% 215,81 10,28%


178,71 279,29


Como se pode verificar nas tabelas 9, 10 e 11, a percentagem de desgaste dos diferentes

componentes ainda é pequena. No entanto, já é possível ter uma ideia dos componentes que sofrem

um maior desgaste. O valor percentual apresentado, foi obtido em função do componente do módulo

que apresenta o valor mais baixo de ciclos para a sua revisão geral (tabela 2, 3 e 4).

Constata-se que a câmara de combustão não tem qualquer valor em termos de percentagem,

isto porque não existe qualquer indicação nos manuais dos respectivos limites para revisão geral

(porque não estão definidos pelo fabricante). Ao nível da manutenção não se encontrou nenhum valor

que delimitasse o tempo de utilização deste módulo, nem respeitante a ciclos, nem respeitante a

horas de utilização.

É uma situação um pouco estranha tendo em conta que a PGS faz uma gestão do desgaste

da câmara de combustão e depois não existem referências para limitar o seu uso.

65

Nas cartas de trabalho não existem referências aos ciclos que devem ser colocados na

câmara de combustão, deste modo não foi efectuado o seu cálculo.

Analisando os resultados a nível geral, torna-se evidente que o motor 2 é o que apresenta um

maior desgaste, o que faz sentido, pois este é o motor principal que está directamente ligado à caixa

redutora principal, o qual geralmente permanece sempre ligado em voo (este motor pode ser

desligado em voo). Os motores 1 e 3 apresentam praticamente o mesmo desgaste, no entanto é um

pouco mais baixo que o motor 2. Isto porque em voos de longo curso é possível desligar ou diminuir a

potência dos motores para que o consumo de combustível seja menor e o desgaste do motor não

seja tão elevado.

Ao nível dos diferentes módulos, constata-se que a câmara de combustão apresenta um

maior desgaste, o que é compreensível pois nesta secção são atingidas temperaturas mais elevadas.

Em relação aos três motores, antes de ser feita a correcção dos ciclos, o motor 2 era o que

apresentava maior desgaste mas depois passou a ser o motor 1 com uma contagem superior de três

ciclos. Esta situação não parece muito coerente de acordo com os dados globais. Deste modo a

análise que foi feita para este módulo não parece estar propriamente correcta, mas poderá ser

melhorada quando houver mais registos podendo obter depois uma melhor aproximação. O novo

valor final dos ciclos para os três motores é cerca de 50% maior que o registado na PGS, isto devido

à existência de muitos valores nulos e ao declive da expressão obtida ser elevado, pois é a secção

que sofre maior desgaste em função do tempo de utilização.

As secções compostas pelo compressor axial, compressor centrífugo e turbina de baixa

pressão apresentam, pelo método implementado segundo a carta de trabalho, um aumento de cerca

de 5% nos três motores, em relação ao valor registado na PGS. Em relação aos valores obtidos pela

ferramenta implementada, estes apresentaram um aumento de cerca de 3%.

Em relação à turbina de alta pressão a diferença obtida já foi maior, verificou-se um aumento

de 7% pelos cálculos relacionados com a carta de trabalho. Os resultados obtidos pelo programa

apresentam um aumento de cerca de 6%. De acordo com estes resultados conclui-se que esta é a

segunda zona mais afectada no motor (como seria de esperar). Mais uma vez se verifica que a

secção que sofre maior desgaste apresenta uma maior diferença na correcção dos ciclos em relação

aos registados na PGS.

De acordo com os resultados apresentados, pode-se concluir que o método implementado a

partir da carta de trabalho é o mais conservativo. No entanto existem alguns resultados em que estes

valores se aproximam bastante dos resultados obtidos a partir da ferramenta implementada.

Tendo em conta que o objectivo da monitorização de condição é mostrar resultados rigorosos

de modo a rentabilizar o tempo de vida das peças, deve ser adoptado um método que não seja tão

conservativo. Porém, deverá sempre existir uma margem de segurança.

Na ferramenta que foi implementada, a margem de segurança atribuída foi o desvio padrão

obtido na análise efectuada no capítulo 11.2. Este método mostrou que o valor atribuído aos ciclos

não é tão conservativo, permitindo assim prolongar a utilização dos vários componentes com

segurança.

67

12. Conclusões

As conclusões obtidas neste trabalho advêm dos objectivos estabelecidos, os quais foram de

um modo geral atingidos. Obteve-se um maior conhecimento ao nível da monitorização dos motores

da aeronave, identificando algumas das principais lacunas existentes e a sua possível resolução.

Foi feita uma análise alargada aos alertas que obtiveram um maior número de ocorrências,

verificando-se quais os motivos pelos quais são accionados. Nesta área foi implementada uma

ferramenta automática com o objectivo de simplificar a visualização dos registos obtidos relacionados

com os alertas, de uma forma simples para qualquer aeronave e voo específico.

Em relação à análise dos ciclos verificaram-se algumas lacunas que certamente iriam no

futuro influenciar a decisão de enviar os componentes para a revisão geral. Deste modo foi

implementada uma ferramenta automática com o objectivo de corrigir os erros detectados. Os

resultados que foram obtidos são de certa forma coerentes, tendo em conta o estudo que foi feito. Os

valores apresentados pela ferramenta implementada encontram-se limitados pelos valores registados

na PGS e pela aproximação apresentada na carta de trabalho, aproximando-se mais a esta última

situação. O que de certa forma leva a concluir que a ferramenta utilizada não é tão conservativa

apresentando resultados com uma boa margem de segurança.

Quanto às várias análises efectuadas e aos resultados obtidos, é possível estabelecer uma

série de conclusões que vão, posteriormente, sustentar um conjunto de recomendações com o intuito

de melhorar o programa de manutenção na área dos motores da frota de EH101.

Deste modo, serão então apresentadas as seguintes conclusões:

• Analisando as várias aeronaves e o registo de alertas que se obtiveram, constata-se que

a aeronave Lima, foi a que obteve um maior número de anomalias. Numa análise geral de

todos os motores, o número 2 é o que exibe mais ocorrências.

• Os parâmetros Raw Ng e Calculated Ng apresentam valores muito elevados, não estando

enquadrados com os valores limites que foram estipulados, o que indica um problema

com o algoritmo ou apresentação dos dados na PGS. No entanto a sua evolução parece

estar em conformidade com os valores obtidos nos outros parâmetros.

• Nos valores obtidos do torque, observa-se que estes estão na maior parte das vezes

acima dos limites estipulados, apresentando uma média superior a 200%. No entanto, a

tabela que regista o tempo despendido nas várias gamas de torque, mostra que o torque

não excedeu os 128%. Conclui-se assim que poderá haver um problema ao nível do

processamento destes dados.

• Constatou-se que os alertas são despoletados no momento em que existe um registo

completamente desfasado da evolução dos dados, picos anormais na evolução dos

parâmetros. Por vezes os valores que antecedem o momento do registo da falha são os

que se encontram fora dos limites, activando o alerta depois de se registar um pico onde

esse valor está dentro dos limites. É por exemplo o caso do alerta 158, registo 18.

• Existem algumas situações em que os alertas activados são posteriores ou anteriores às

datas de início e fim do voo. Noutras situações o mesmo acontece mas só em relação às

68

horas do acontecimento. É de referir que na situação em que o download é feito

manualmente, o registo de início e fim do voo é também feito desta forma, podendo assim

haver algumas incorências.

• Uma das falhas também detectada foi o número de registos de arranques dos motores

que foram efectuados em cada voo. Foram encontradas algumas situações em que esse

valor era nulo, o que não faz sentido. Esta situação remete também para o problema

detectado no registo dos ciclos.

• No que diz respeito aos ciclos, factor importante para a manutenção e gestão da frota,

verificou-se uma série de situações que influenciavam bastante a sua evolução.

Observou-se então que existia uma grande quantidade de registos nulos, assim como

índices de desgaste demasiado pequenos comparativamente com registos efectuados em

voos com aproximadamente o mesmo tempo de duração. De acordo com estas

observações, foi implementada uma aplicação para o melhoramento da evolução dos

ciclos. Os resultados obtidos foram coerentes, concluindo-se que o motor 2 em todas as

aeronaves é o que apresenta maior desgaste em todos os seus componentes.

• A evolução deste trabalho foi de certa forma condicionada pelo facto de não ser possível

aceder ao algoritmo de cálculo, assim como as intervenções manuais de informação

poderem induzir em erro nas análises das anomalias.

• A nível pessoal este trabalho contribuíu bastante para o conhecimento da ferramenta de

monitorização e controlo da aeronave, a PGS, aprofundando mais o conhecimento na

área de controlo do motor. Houve também mais valias relacionadas com os intervenientes

no processo de controlo, alertando-os para a introdução de um valor nos ciclos no caso do

download ser feito manualmente.

69

13. Recomendações

Após todo o estudo realizado sobre o sistema de monitorização da aeronave EH101, em

particular pelo sistema Engine do HUMS, é possível elaborar um conjunto de recomendações que

visam corrigir, compreender e aperfeiçoar toda a envolvente que se gere acerca deste sistema.

Indicam-se então as seguintes recomendações:

• Actualizar o levantamento de alertas que ocorreram e fazer uma análise de acordo com as

falhas nas aeronaves que obtiveram o maior número de registos.

• Recorrer ao fabricante que desenvolveu a PGS e expor o problema detectado sobre os

valores registados do Raw Ng e do Calculated Ng. Em relação aos dados do torque,

apresentar as duas tabelas onde estes são registados e explicar a sua incompatibilidade.

• Tomar conhecimento da forma como os alertas são despoletados pelo programa, tendo

em conta o estudo feito no capítulo 10.2.

• Verificar se o alerta 158 continua a ser accionado na aeronave Delta, no motor 2, visto ser

o único a obter esta falha, caso se verifique o melhor será realizar uma inspecção ao

sensor e a câmara de combustão.

• Em relação à aeronave India verificou-se que o alerta 174 ocorreu 16 vezes apenas no

motor 2, o que é um valor muito elevado tendo em consideração o número de ocorrências

em outras aeronaves, deste modo é aconselhável realizar uma inspecção aos sensores.

• O estudo dos ciclos baseou-se numa análise estatística de dados embora o número de

voos efectuados por toda a frota seja ainda relativamente baixo. É então aconselhável no

futuro realizar mais um estudo nesta área.

• Ao nível da PGS era importante ter uma opção onde fosse possível ter uma apresentação

com os alertas ocorridos juntamente com o número de ocorrências registadas em todas as

aeronaves, de modo a poder ter uma ideia das falhas que mais ocorrem e onde.

• O motor que está sujeito a um maior desgaste é o 2, deste modo poderá ser feito um

estudo para ver até que ponto compensa fazer uma rotatividade dos motores de modo a

que o desgaste evolua uniformemente.

• Os índices do PPI indicam o desempenho do motor relacionado com os valores obtidos do

TIT e do Nf. O estudo destes parâmetros não foi aprofundado no presente trabalho, sendo

importante a sua análise pois é um factor indicativo do rendimento do motor.

71

14. Bibliografia

[1] “Training Manual – Portugal”, Augusta-Westland, Issue 1, 2004.

[2] “Portuguese Ground Station (PGS) – Application User Guide”, Aerosystem International Limited,

2004.

[3] “Portuguese Ground Station (PGS) – Main Application Software Design Description (SDD)”,

Aerosystem International Limited, 2004.

[4] “Maintenance Management System (MMS) – Product Database Design Description”, Aerosystem

International Limited, 2004.

[5] C-IETP – “Compound Interactive Electronic Technical Publications”.

[6] RTM 322 – Rolls-Royce Turbomeca, “Manual de intrucções”.

[7] Borges, João E. B. Teixeira, “Propulsão I – Acetatos”, Engenharia Aeroespacial.

[8] Azevedo, A., Abreu, A., Carvalho, V., “Base de Dados com Microsoft Acces XP, Desenho e

Implementação”, Tecnologias, 2002 – 1ª Edição.

73

Anexo I – Gráficos Relativos ao Compressor Axial e à Câmara de

Combustão.

75

Compressor Axial

Evolução dos ciclos registados na PGS do compressor axial no motor 1.

Evolução dos ciclos registados na PGS do compressor axial no motor 2.

Evolução dos ciclos registados na PGS

do compressor axial no motor 3.

Evolução dos ciclos pelos três métodos apresentados do compressor axial no motor 1.


76



Evolução dos ciclos registados na PGS da

câmara de combustão no motor 1.

Evolução dos ciclos registados na PGS da câmara de combustão no motor 2.

Evolução dos ciclos registados na PGS da câmara de combustão no motor 3.

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Anexo II – Carta de Trabalho C-IETP EH–05–50–01–11A–370A–A.

Análise do Sistema de Monitorização do Motor da Aeronave … · Resumo O trabalho tem como...

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